Патенты автора Скиба Владимир Васильевич (RU)

Изобретение относится к циркуляционным масляным системам авиационных газотурбинных двигателей и может найти применение в двигателестроении и других областях техники. Масляная система газотурбинного двигателя 1 содержит масляные полости 2 опор роторов и коробки приводов агрегатов, маслобак 3. Магистраль откачки-суфлирования 4 соединяет масляные полости 2 опор роторов с входом 5 вакуумного маслокольцевого насоса 6, а выход 7 насоса 6 сообщен посредством отсечного клапана 8 с маслобаком 3. Выход 9 маслокольцевого насоса 6 предназначен для удаления очищенного воздуха и сообщен с атмосферой. Магистраль нагнетания 10 обеспечивает подачу масла под повышенным давлением в масляные полости 2. Она посредством отсечного клапана 11 соединена с погружным нагнетающим насосом 12, расположенным внутри маслобака 3 и имеет в своем составе фильтр 13 и топливомасляный теплообменник 14. Маслобак 3 выполнен в виде герметичного сосуда, внутренний объем которого разделен упругим металлическим сильфоном 15 на масляную 16 и воздушную 17 полости, причем в масляной полости 16 размещен погружной нагнетающий насос 12, а воздушная полость 17 сообщена с воздушным трактом компрессора 18 газотурбинного двигателя 1. Достигается обеспечение бесперебойной работы масляной системы газотурбинного двигателя при выполнении самолетом эволюций с переменной ориентацией его в гравитационном поле и высокими перегрузками. 2 ил.

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей различного назначения. Воздух, предназначенный для охлаждения рабочих лопаток 10 в рабочем колесе турбины 2, отбирают из воздушного тракта 18 за ротором компрессора 1 через входы 17 в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 и подают в воздушные каналы 14 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 19 в аппарат закрутки 8. Топливо из топливного коллектора 5 через входы 15 подают в топливные каналы 13 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 16 в топливные форсунки 7 камеры сгорания 4, установленной в корпусе 3. Воздух, охлажденный в теплообменных модулях 11, из аппарата закрутки 8 подают по каналам 9 в рабочем колесе 2 во внутренние полости рабочих лопаток 10 турбины. Достигается повышение экономичности газотурбинного двигателя за счет сохранения высокой эффективности его термодинамического цикла. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемого входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора газотурбинного двигателя (ГТД). Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя содержит наружный корпус 1 и внутреннее кольцо 2 с установленными между ними направляющими лопатками, выполненными в виде неподвижных стоек 3, закрепленных в наружном корпусе 1 и внутреннем кольце 2, и поворотных закрылков 4 с верхними 5 и нижними 6 хвостовиками, установленными в подшипники 7 и 8 в соответствующих ответных отверстиях наружного корпуса 1 и внутреннего кольца 2. Привод поворотных закрылков 4 выполнен в виде установленного во внутреннем кольце 2 электрического мотор-редуктора 10, имеющего цилиндрическую шестерню 11 на выходном валу для передачи вращения на сектор цилиндрической шестерни 9, установленный на нижнем хвостовике 6 поворотного закрылка 4, через промежуточную шестерню 18 и зубчатые венцы колеса внутреннего зацепления 17 и плоского зубчатого колеса 16, выполненные на внутренней обойме 15 шарикового радиально-упорного подшипника 12 с разъемной наружной обоймой. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в камерах сгорания авиационных ГТД и наземных газотурбинных установках (ГТУ). Задачу по уменьшению длины и массы газотурбинного двигателя при обеспечении надежности его работы решает кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая расположенные соосно наружный 1 и внутренний 2 корпусы с образованным их стенками кольцевым диффузором 3 на входе в камеру; размещенную в кольцевой полости между корпусами жаровую трубу 4, выполненную из наружной 5 и внутренней 6 обечаек с отверстиями подвода воздуха; расположенное на входе в жаровую трубу фронтовое устройство в виде кольцевого стабилизатора пламени Δ-образного сечения 8 с топливными форсунками 11 и размещенных равномерно на наружной и внутренней обечайках жаровой трубы радиальных стабилизаторов 9, выполненных в поперечном сечении в виде обращенных в сторону диффузора клиновидных профилей с затупленными передними кромками 10; в выходной части жаровой трубы размещены сопловые лопаточные профили 15, входные кромки которых выполнены полыми и имеют пазы 18 в стенках для сообщения кольцевой полости камеры сгорания с полостью жаровой трубы; причем входные кромки лопаточных профилей 16 и радиальные стабилизаторы 9 установлены относительно продольной оси жаровой трубы под углом, соответствующим углу входа потока воздуха в ее фронтовое устройство. 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых вентиляторах, компрессорах и турбинах авиационных турбореактивных двигателей и наземных газотурбинных установок с целью защиты от пробиваемости при обрыве лопатки. Устройство для локализации оборвавшейся лопатки (2) вентилятора турбореактивного двигателя состоит из наружного силового непробиваемого (3) и внутреннего пробиваемого (4) соосных корпусов вентилятора, соединенных между собой разъемным соединением с кольцевой полостью (6) между ними, расположенной над лопатками ротора вентилятора, в кольцевой полости (6) уложены эквидистантно ее поверхностям не менее чем три слоя полых металлических сфер (7), заполненных инертным газом. Устройство позволяет обеспечить максимальное поглощение кинетической энергии фрагмента оторвавшейся лопатки и тем самым исключить необходимость усиления и соответственно утяжеления наружного корпуса для предотвращения его пробивания, а также упростить конструкцию. 2 ил.

Изобретение предназначено для суфлирования масляных полостей опор ротора с циркуляционной системой смазки, и может быть использовано в газотурбинных двигателях (ГТД) различного назначения. Задача по повышению надежности работы маслосистемы газотурбинного двигателя решается способом суфлирования масляной полости опоры ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки и маслокольцевым вакуумным насосом 1 для осуществления данного способа. В процессе работы маслокольцевого вакуумного насоса 1 через окно всасывания масловоздушной смеси, расположенного в торцевой крышке, образующаяся масловоздушная смесь по коммуникациям 4 удаляется из масляной полости опоры 2, масляной полости коробки приводов агрегатов 3 и из маслобака 7. В маслокольцевом вакуумном насосе 1 под действием вращающихся лопаток из масловоздушной смеси сепарируется масло, которое под повышенным давлением через окно, расположенное в зоне минимального радиального зазора между лопатками рабочего колеса и корпусом насоса, по коммуникации 6 отводится в маслобак 7. Очищенный от масла воздух под повышенным давлением через окно нагнетания в торцевой крышке по коммуникации 5 отводится в атмосферу. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2. Корпус 6 первого подшипника 5 снабжен фланцем 10, который зафиксирован в расточке 11 промежуточного корпуса в осевом направлении с помощью прижимного фланца 12, закрепленного винтами 13 в промежуточном корпусе 2. В радиальном направлении фланец 10 зафиксирован в расточке 11 срезными штифтами 14 («Слабое Звено») с обеспечением радиального зазора 15 между наружной цилиндрической поверхностью фланца 10 корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки 11, при этом оси штифтов 14 и винтов 13 параллельны оси вращения ротора вентилятора 3 Уплотнение масляной полости 9 опоры по сопрягаемым поверхностям фланца 10 корпуса 6 первого подшипника 5 с промежуточным корпусом 2 обеспечивается упругим кольцом 17. Таким образом, предлагаемая конструкции опоры ротора вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя исключает смещение ротора в осевом направлении и обеспечивает возможность смещения первого радиально-упорного шарикового подшипника его опоры в радиальном направлении без нарушения герметичности масляной полости, что минимизирует значительные разрушения конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора. 3 ил.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и турбину низкого давления 5. Для решения задачи повышения экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура наружный корпус 9 двигателя состоит из наружной 13 и внутренней 14 соосных кольцевых стенок, между которыми расположены винтовые ребра 15 в количестве не менее трех штук, которые делят кольцевую полость между стенками 13 и 14 на винтовые каналы 16 для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины высокого давления. Вход винтовых каналов 16 соединен с отверстиями 17, выполненными в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубками 19 с окнами 20. Выход винтовых каналов 16 патрубками 21 с окнами 22 соединен с отверстиями 23, выполненными в корпусе 24 турбины низкого давления 5, сообщающимися с отверстиями 27 для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления. 1 п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к подшипниковым опорам роторов газотурбинных двигателей. Задача по снижению теплового потока в опору ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки решается опорой, содержащей роликовый подшипник с наружным 1 и внутренним 2 кольцами, между которыми расположены ролики 3. Наружное кольцо 1 роликового подшипника установлено в корпус опоры 4, а внутреннее кольцо смонтировано на валу 5 ротора газотурбинного двигателя. Ролики 3 контактируют своей цилиндрической поверхностью с открытой беговой дорожкой 6 на внутренней поверхности наружного кольца 1 и беговой дорожкой 7 с торцевыми направляющими бортами 8 на наружной стороне внутреннего кольца 2. Во внутреннем кольце 2 рядом с бортами 8 выполнены канавки 9, в которые установлены разрезные уплотнительные графитовые кольца 10, контактирующие с открытой беговой дорожкой 6 на внутренней стороне наружного кольца 1 и торцами 11 канавок 9 внутреннего кольца, и образующие с наружной поверхностью внутреннего кольца 2 и открытой беговой дорожкой 6 на внутренней стороне наружного кольца масляную полость 12. В местах сопряжения беговой дорожки 7 с торцевыми направляющими бортами 8 выполнены проточки 13 с отверстиями 14 подачи масла. Для отвода масла из компактной масляной полости 12 подшипника во внутреннем кольце 2 выполнены радиальные отверстия 15. 1 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к узлам опор роторов газотурбинных двигателей. Задача по повышению газодинамической эффективности компрессора за счет обеспечения стабильных оптимальных значений радиальных зазоров между лопатками ротора и статора компрессора решается тем, что в передней опоре ротора компрессора, включающей радиально-упорный шариковый подшипник 1, установленный своей наружной обоймой 2 в корпус подшипника 3 корпуса передней опоры 4 с тонкостенной конической диафрагмой 5 и фланцем 6, закрепленным к промежуточному корпусу двигателя 7, корпус передней опоры 4 снабжен соосной ему стяжной втулкой в виде тонкостенной конической диафрагмы 8, закрепленной к корпусу подшипника 3 и к промежуточному корпусу двигателя 7 с обеспечением сжимающего усилия в тонкостенной конической диафрагме 5 корпуса передней опоры. Таким образом, увеличение изгибной жесткости конической диафрагмы корпуса передней опоры ротора компрессора за счет ее предварительного нагружения сжимающим усилием для обеспечения стабильных оптимальных радиальных зазоров между лопатками ротора и статора компрессора обеспечивает высокий уровень газодинамической эффективности компрессора. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в автоматической системе управления двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ) со смешением потоков контуров. Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания со смесителем и топливными коллекторами с распылителями двухконтурного турбореактивного двигателя, при котором для заданного режима форсирования двигателя расход топлива в форсажную камеру определяют с помощью математической модели по следующим измеренным параметрам: полная температура воздуха на входе в двигатель, частота вращения вала ротора низкого давления, полное давление воздуха за компрессором, давление газов за турбиной, расход топлива в основную камеру сгорания. Дополнительно измеряют фактическую концентрацию кислорода перед распылителями топливных коллекторов форсажной камеры датчиками свободного кислорода и на основе данных измерений осуществляют распределение расхода топлива между топливными коллекторами форсажной камеры, обеспечивая нормируемое значение коэффициента избытка кислорода. Способ управления расходом топлива в форсажную камеру согласно изобретению обеспечивает оптимальное распределение топлива по сечению форсажной камеры для эффективного его горения. 1 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к уплотнениям масляных полостей опор роторов газотурбинных двигателей. Задача по расширению арсенала технических средств - надежных межвальных контактных уплотнений соосных высокоскоростных роторов со встречным направлением вращения и повышению их надежности решается межвальным контактным уплотнением масляной полости опоры соосных высокоскоростных роторов встречного направления вращения турбомашины, содержащим графитовые уплотнительные кольца 8, контактирующие с торцевыми контактными поверхностями валов 9, 10, причем в валу 5 одного из роторов установлена обойма 7 с возможностью ее вращения относительно общей оси вращения роторов 14, а графитовые уплотнительные кольца 8, с упругим элементом между ними 11, установлены в обойме в фиксированном угловом положении. 2 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к опорам роторов газотурбинных двигателей. Опора ротора газотурбинного двигателя, включающая подшипник, установленный на валу ротора и в корпусе опоры, масляную полость опоры и воздушную предмасляную полость с масляным и воздушным уплотнениями, масляную струйную форсунку, в корпусе которой выполнены отверстие подвода масла и сопло подачи масла к подшипнику. В корпусе масляной струйной форсунки установлены направляющая втулка и поршень со штоком, торец которого выполнен с возможностью перекрытия сопла подачи масла к подшипнику. В полости между поршнем и направляющей втулкой установлена пружина. Полость сообщена с масляной полостью опоры отверстиями. Предлагаемая конструкция опоры позволяет повысить надежность работы подшипника на переходных и специальных режимах его работы и исключить попадания масла в воздушные полости двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к устройствам поворота реактивных сопел турбореактивных двигателей. Устройство для поворота реактивного сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус с двумя дополнительными опорами в виде кронштейнов Г-образной формы, закрепленных на нем со стороны его наружной поверхности. Подвижный корпус расположен между ними и шарнирно соединен с неподвижным корпусом в двух диаметрально противоположных местах шкворнями, установленными в радиальных отверстиях неподвижного корпуса и кронштейнов Г-образной формы дополнительной опоры. Каждый шкворень своей цилиндрической поверхностью контактирует с втулкой, установленной в соответствующее отверстие поворотного корпуса. Кронштейны Г-образной формы дополнительных опор выполнены из материала с коэффициентом линейного температурного расширения при рабочей температуре, выбранным из диапазона, рассчитанного по формуле αкрон=(0,9…1,0)×αкорп×tкорп/tкрон, где αкрон - коэффициент линейного температурного расширения материала кронштейна Г-образной формы дополнительной опоры при рабочей температуре; αкорп - коэффициент линейного температурного расширения материала неподвижного корпуса при рабочей температуре; tкорп - рабочая температура неподвижного корпуса; tкрон - рабочая температура кронштейна Г-образной формы дополнительной опоры. Изобретение позволяет повысить надежность устройства поворота реактивного сопла турбореактивного двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции лопаточного аппарата статора осевого компрессора газотурбинного двигателя. Лопаточный аппарат статора осевого компрессора содержит наружную обечайку 1, внутреннюю обечайку 2 и лопатки 3 с наружными 4 и внутренними 5 полками, закрепленными, соответственно, в наружной 1 и внутренней 2 обечайках. Внутренние полки 5 лопаток 3 сопряжены с внутренней обечайкой 2 с натягом по конической поверхности 7 и зафиксированы в ней крепежными элементами 13, установленными в соосные отверстия 10 и 12, выполненные, соответственно, во внутренних полках 5 и выступах 9 внутренней обечайки. Оси отверстий 10 и 12 расположены радиально относительно оси лопаточного аппарата. Изобретение направлено расширение арсенала технических средств - эффективных и надежных лопаточных аппаратов статора осевого компрессора. 3 ил.

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса, внутреннего кольца и расположенных между ними направляющих лопаток, состоящих из неподвижных стоек и поворотных закрылков. Наружный корпус выполнен из отдельных сегментов, по количеству равных количеству неподвижных стоек. Внутренней поверхностью сегменты наружного корпуса образуют проточную часть. Внутреннее кольцо имеет профильные пазы и отверстия для закрылков. Неподвижные стойки и закрылки с возможностью поворота за счет цилиндрических цапф установлены в отверстиях наружного корпуса и внутреннего кольца. Сегменты наружного корпуса имеют фланцы с изогнутыми по профилю стоек стыковыми поверхностями и пазами для размещения неподвижных стоек. Неподвижные стойки на верхней части профиля имеют отверстия для болтового соединения, устанавливаются в пазы сегментов наружного корпуса и в профильные пазы внутреннего кольца и закрепляются болтовым соединением через отверстия во фланцах сегментов наружного корпуса и клеевым соединением в пазах внутреннего кольца. Во внутреннем кольце стойки могут быть закреплены пластинчатыми фиксаторами. Верхние цапфы поворотных закрылков установлены во втулках скоб, закрепленных болтовым или заклепочным соединением на фланцах смежных сегментов наружного корпуса. Достигается снижение массы и упрощение конструкции входного направляющего аппарата компрессора газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой. В каждой части лопатки выполнены полости таким образом, что соседние полости образуют ребра, вершинами которых между собой соединены обе части лопатки в корневой области. Ребра в корневой области лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения. В средней и периферийной областях ребра изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам. Выбор геометрических размеров, количества и направления ребер, количества, формы и расположения контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора. Достигается минимизация массы рабочих лопаток и массы колес компрессора. 3 ил.

Изобретение относится к опоре роторов турбин высокого и низкого давления высокотемпературного газотурбинного двигателя, интегрированной с сопловым аппаратом турбины низкого давления

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, а именно к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей

Изобретение относится к технологии тонкого и сверхтонкого измельчения материалов

Изобретение относится к технологии тонкого и сверхтонкого измельчения материалов и может быть использовано в энергетике, химической, строительной, пищевой, горнорудной и других отраслях промышленности

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх