Патенты автора Фадеев Сергей Иванович (RU)
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к стендовым испытаниям газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, и предназначено для измерения параметров рабочего тела за камерой сгорания (на входе в турбину высокого давления). В охлаждаемой сопловой лопатке полое перфорированное перо выполнено сборным, содержащим лопатку и сменную вставку, причем лопатка выполнена с двумя полостями с индивидуальными системами охлаждения, а сменная вставка выполняет роль входной кромки лопатки с обеспечением уступа по потоку по отношению к профилю лопатки, при этом она выполнена с внутренней полостью и встроенным дефлектором с индивидуальной системой охлаждения, а на наружной части сменной вставки установлен кронштейн, кроме того дополнительно на наружной полке лопатки выполнен прямоугольный паз с возможностью установки в него наружной части сменной вставки, повторяющей его форму, а на внутренней полке лопатки выполнено глухое центровочное отверстие с возможностью фиксации в нем выступающего элемента цилиндрической формы, расположенного на нижней части сменной вставки, дополнительно входная кромка сменной вставки содержит не менее пяти диффузоров с возможностью установки в них датчиков и не менее пяти каналов вывода проводников подключения датчиков. Изобретение обеспечивает повышение надёжности и технологичности используемой при препарировании охлаждаемой сопловой лопатки турбины высокого давления турбореактивного двигателя со сменной носовой частью для стендовых испытаний. 3 ил.
БЕРЕГОВОЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС // 2726580
Изобретение относится к мобильным системам вооружения берегового базирования и может быть использовано как самостоятельно, так и в составе дивизиона для нанесения ракетного удара (одиночного или залпа) по кораблям (соединениям кораблей) или береговым целям при защите побережья или наземным целям. Береговой ракетный комплекс содержит несколько самоходных локационно-пусковых установок (машин СЛПУ), а также машин для размещения вспомогательных средств. При этом каждая из машин СЛПУ включает в себя пусковую установку (ПУ) с системой управления стартом, РЛС целеуказания, средства связи и обмена данными, средства автоматической топопривязки и ориентирования, а также систему управления стрельбой комплекса (УСК). При этом функциональное взаимодействие основных средств машин СЛПУ автоматизировано и осуществляется через высокоскоростные линии передач. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей, повышение боевой устойчивости и снижение стоимости владения комплекса при сохранении высокой степени унификации. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
ОПОРА ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ // 2663364
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов. Силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, причем средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости. Силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления. 3 ил.
РОТОР МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ // 2661566
Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент. Последний диск установлен радиальным кольцевым фланцем на валу, а первый диск выполнен с радиальным фланцем. Упругий элемент внешней поверхностью установлен в Z-образном переднем фланце первого диска и контактирует с ним по торцевой поверхности, внутренней поверхностью установлен на стяжном болте. Упругий элемент зафиксирован относительно переднего фланца диска первой ступени в окружном направлении осевыми штифтами и выполнен с Г-образным кольцевым фланцем с установленным на нем фиксатором стяжного болта в окружном направлении. Ближайшая к ступице первого диска поверхность упругого элемента выполнена плоской. Изобретение позволяет повысить надежность ротора многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя путем исключения контакта упругого элемента с полотном или ступицей диска при работе ротора газовой силовой турбины. 2 ил.
СИЛОВАЯ СВОБОДНАЯ ТУРБИНА // 2659694
Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения. Силовая свободная турбина включает в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным кольцом и статорным фланцем лабиринта. Между внутренним кольцом и цилиндрической поверхностью вала установлена промежуточная втулка роликоподшипника с радиальным, направленным к гайке, кольцевым ребром, внутренняя поверхность которого является чередованием плоских и цилиндрических поверхностей с контактом плоских поверхностей втулки по плоским внешним поверхностям вала, внешняя поверхность кольцевого ребра выполнена цилиндрической, с размещением на ней осевого ребра стопорной втулки, которая выполнена с направленным к оси вала ребром, которое также выполнено с внутренней поверхностью из чередующихся между собой плоских и цилиндрических поверхностей с контактом плоскими поверхностями стопорной втулки по плоским внешним поверхностям вала, на промежуточной втулке между внутренним кольцом роликоподшипника и стопорной втулкой установлено лабиринтное кольцо, образующее со статорным фланцем лабиринтное уплотнение с центральной воздушной кольцевой полостью, соединенной на входе с внутренней воздушной полостью вала, а на выходе - через множество лабиринтных гребешков с воздушной полостью газотурбинного двигателя и через единичный лабиринтный гребешок и через С-образную щелевую воздушную полость, образованную цилиндрической частью статорного фланца и охватывающего ее передней частью лабиринтного кольца с коническими внутренними поверхностями - с масляной полостью турбины. Благодаря данному изобретению повышается надежность газотурбинного двигателя путем исключения концентраторов напряжений на валу двигателя при фиксации гайки крепления роликоподшипника в окружном направлении, а также исключается вытекание масла из масляной полости двигателя в воздушную на всех режимах работы двигателя. 5 ил.
ОХЛАЖДАЕМАЯ ЛОПАТКА ТУРБОМАШИНЫ // 2439336
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а более конкретно - к охлаждаемым лопаткам турбомашины
ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2382205
Изобретение относится к конструкциям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения
ГАЗОВАЯ СИЛОВАЯ ТУРБИНА // 2379524
Изобретение относится к газовым силовым турбинам газотурбинных двигателей установок наземного применения
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, в частности к охлаждаемым лопаткам турбины газотурбинного двигателя
ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА // 2346166
Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода электрогенератора или для механического привода
