Патенты автора Хуснуллин Вячеслав Хазиевич (RU)
Настоящее изобретение относится к области разработки газотурбинных двигателей, а более конкретно к конструкции газосборника выходного устройства турбовальных двигателей - ТВаД, предназначенных для эксплуатации в составе вертолетов. Во внутреннем корпусе газосборника размещена трубка подвода масла, снабженная наконечником с упругими демпфирующими-уплотнительными кольцами, а в угольнике для обеспечения сборки выполнена проточка, соответствующая длине наконечника, при этом один конец трубки подвода масла приварен к корпусу (угольнику), а на второй конец приварен наконечник, в канавках которого установлены упругие демпфирующие-уплотнительные кольца, что позволяет снизить уровень напряжений в трубке от воздействия переменных температур и динамических нагрузок при работе двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Система измерения частоты вращения ротора газотурбинного двигателя относится к системам измерения частоты вращения ротора авиационных и наземных газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор. Канал системы смазки суфлирования, одновременно являющийся трубчатым корпусом (3), разделен на две части: тройник (4) и трубчатый корпус (3), которые между собой герметично соединены компенсатором (5). Непосредственно у входа трубчатого корпуса (3) в корпус маслополости на наружной поверхности трубчатого корпуса (3) выполнен цилиндрический выступ (6), ограничивающий перемещения трубчатого корпуса (3) в радиальном направлении в сторону оси ротора двигателя, а под цилиндрическим выступом (6) предусмотрен набор шайб (9) различной толщины для обеспечения зазора Н между бесконтактным датчиком (7) и индуктором (8). 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени силовой турбины заключается в том, что угол раскрытия проточной части турбины в меридиональном сечении выбирают в пределах 13…23°, а отношение среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0. Минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей ширины пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины при достаточной динамической прочности рабочих лопаток последней ступени силовой турбины. 1 ил.
УПЛОТНЕНИЕ ВНУТРЕННЕГО СТЫКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И СОПЛОВОГО АППАРАТА ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2496017
Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе соплового аппарата. Направляющая часть уплотнительного кольца камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для подачи охлаждающего воздуха. На фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям. Между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a». Между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b». Для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c». С отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата. Изобретение позволяет снизить вибрационные нагрузки и обеспечить равномерное распределение охлаждающего воздуха в окружном направлении. 2 ил.
СПОСОБ ФИКСАЦИИ СОТОВОГО УПЛОТНЕНИЯ ВО ВНУТРЕННЕМ КОРПУСЕ СТАТОРА ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2493372
Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению. Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя, состоящего из сотоблока и корпуса, установленного во внутреннем корпусе статора турбины. Во внутреннем корпусе выполняют специальные пазы и сквозные прорези. В кольцевом сотовом уплотнении устанавливают штифты. Фиксацию сотового уплотнения во внутреннем корпусе производят поворотом уплотнения относительно внутреннего корпуса статора турбины в направлении вращения ротора турбины, до упора штифтов, по поверхности специальных пазов, на внутреннем корпусе статора турбины и за счет контровки фигурными пластинчатыми контровками, установленными в проточке внутреннего корпуса до постановки сотового уплотнения, загибкой их по торцу корпуса уплотнения и по наружной поверхности внутреннего корпуса статора турбины. Изобретение позволяет повысить надежность и качество монтажа сотового уплотнения, технологичность сборки, ремонта, снизить трудоемкость изготовления и обеспечивает ремонтопригодность узла. 5 ил.
Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом. Уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для организации подвода воздуха для пленочного охлаждения трактовых поверхностей. На плавающем кольце выполнен упорный бурт. Козырек соплового аппарата снабжен направляющим кольцом, образующим кольцевой зазор с внутренней поверхностью козырька соплового аппарата. Торцевая часть козырька прилегает к бурту кольца плавающего. Изобретение позволяет стабилизировать зазор и направить необходимое количество воздуха для организации пленочного охлаждения периферийной части сопловых и рабочих лопаток. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД
