Патенты автора Пожаринский Александр Адольфович (RU)
Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с рабочими колесами биротативного вентилятора. Лопатки переднего и заднего рабочих колес биротативного вентилятора выполнены поворотными вокруг радиальной оси, подпорные биротативные ступени на выходе выполнены с диффузорным каналом, первая лопатка внешнего ротора биротативной турбины выполнена с выпуклыми на продольном разрезе газотурбинного двигателя в осевом направлении входной и выходной кромками, а лабиринтное уплотнение между внешним ротором и статором биротативной турбины выполнено с внутренним и с внешним ярусами, с промежуточной воздушной полостью между ярусами, соединенной на входе с промежуточной ступенью компрессора, и оснащено системой активного управления радиальным зазором внешнего яруса уплотнения. Позволяет повысить надежность, экономичность и снизить вес газотурбинного двигателя. 4 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2644660
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и размещенным с внешней стороны от силовой свободной турбины. На входе в силовую свободную турбину и на входе в реактивное сопло установлены сопловые аппараты с поворотными сопловыми лопатками с возможностью полного перекрытия поворотными сопловыми лопатками проходной площади газового канала на входе как реактивного сопла, так и силовой свободной турбины. Поворотные сопловые лопатки реактивного сопла и свободной силовой турбины установлены на одной геометрической оси, соединены с одним поворотным механизмом. Поворот поворотных сопловых лопаток свободной силовой турбины на перекрытие ее газового канала соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала реактивного сопла. Поворот поворотных сопловых лопаток на полное закрытие газового канала реактивного сопла соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала на входе в силовую свободную турбину. Изобретение позволяет превращать энергию газового потока на выходе из газогенератора в работу на валу силовой свободной турбины или в реактивную тягу на реактивном сопле двигателя, уменьшить площадь поперечного сечения газотурбинного двигателя на его выходе, синхронизировать поворот всех поворотных сопловых лопаток при минимальной массе конструкции, исключить помпаж газотурбинного двигателя, что повышает его надежность. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете. Турбореактивный двигатель включает прямоугольное сопло, выполненное с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, а также канал наружного контура. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла. Нижняя удлиненная стенка сопла выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости. На входе щелевая полость соединена с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя. Отношение максимальной высоты щелевой полости к минимальной высоте щелевой полости составляет 5…15. Изобретение позволяет снизить уровень шума турбореактивного двигателя за счет экранирования газового потока низкоскоростным потоком холодного воздуха. 3 ил.
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2592937
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору δ между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора находится в пределах 0,5…1,5. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивного двигателя. 4 ил.
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2494271
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура. Кольцевая полость на выходе соединена через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом. Кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов. Изобретение позволяет повысить эффективность смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снизить гидравлическое сопротивление и повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов. 4 ил.
ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2488710
Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА // 2488709
Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов
Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения
Изобретение относится к турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности
Изобретение относится к турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения
Изобретение относится к турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения
Изобретение относится к турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения
ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА // 2305789
Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода внешней нагрузки, преимущественно электрогенератора в составе электростанции, или для механического привода
Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения
