Патенты автора Латышев Вячеслав Георгиевич (RU)
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2567890
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор. В двухступенчатой турбине внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Двухступенчатая турбина также снабжена системой обдува внешней поверхности ее наружного корпуса. Система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность газотурбинного двигателя за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины. 2 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2550224
В газотурбинном двигателе воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха. Коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления. Коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления. Между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя. Изобретение повышает надежность газотурбинного двигателя путем снижения температуры воздуха, поступающего из коллектора повышенного давления на охлаждение валов газотурбинного двигателя и на наддув воздушных полостей подшипниковых опор. 4 ил.
Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя включает турбины высокого и низкого давлений с опорами ротора турбин. Внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления. Воздушная полость повышенного давления ограничена с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями. Уплотнения отделяют воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления. Воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости. Передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления. Задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления. Первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы отношение минимального диаметра по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения к минимальному диаметру по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения составляло 1,2…2,0. Изобретение позволяет повысить надежность и КПД турбины. 3 ил.
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2525049
Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, на входе соединенной с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Отношение проходной площади Fс.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fс.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 1,5…2,5. Отношение проходной площади Fр.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fp.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 2…4. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности высокотемпературного газотурбинного двигателя путем уменьшения расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины на крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя по отношению к взлетному режиму. 1 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2439348
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2316662
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в том числе авиационного применения
