Патенты автора Валиев Фарид Максимович (RU)
Регулируемая кольцевая камера сгорания // 2749472
Предлагаемое изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, в частности, к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей, наземных газотурбинных двигателей, применяемых в качестве привода нагнетателя газоперекачивающего агрегата или электрогенератора. Предложена регулируемая кольцевая камера сгорания, содержащая диффузор 1, корпус наружный 4, кожух внутренний 8, жаровую трубу 6 с наружной 5 и внутренней 9 стенками, фронтовое устройство 11 с горелками 10. На выходе из диффузора 1 выполнен кольцевой канал 18, в котором размещены поворотные лопатки 13 с поворотным устройством, на выводном валу привода имеется шлицевое соединение с переходником 15, соединенным с поворотной лопаткой 13. Переходник 15 имеет коническую зубчатую передачу 16, находящуюся в зацеплении с кольцом 17, которое соединено с переходниками других лопаток, на стенках жаровой трубы расположены ряды отверстий 12, за лопатками с поворотным устройством располагается переходное устройство 19, имеющее канал, соединяющий лопатки 13 поворотного устройства 2 с фронтовым устройством 11, в котором размещены горелки 10 жаровой трубы 6. 2 ил.
Горелочное устройство камеры сгорания ГТД // 2746347
Изобретение относится к горелочным устройствам камер сгорания газотурбинных двигателей, работающих преимущественно на газообразном топливе. Горелочное устройство камеры сгорания содержит корпус (1), топливную форсунку (2), закрепленную фланцами (3) к обечайке камеры сгорания, выходной срез форсунки (2) установлен в отверстие корпуса (1), между выходным срезом форсунки и корпусом установлен уплотнительный узел (4). Корпус (1) установлен в кольцевую головку (7) и имеет камеру смешения (8) с тангенциальными пазами (5) и рядами отверстий (6). Выходное сопло (9) выполнено сужающе-расширяющимся или цилиндрическим. В корпусе (1) в выходной части сопла (9) выполнены два концентрично расположенных охлаждающих кольцевых канала (10) и (15), на входе сообщенные с каналом подачи воздуха. На выходе кольцевого канала (15) имеются равномерно расположенные по окружности отверстия (14), через которые охлаждающий воздух поступает в пространство жаровой трубы (7). На выходе кольцевых каналов (10) и (15) в полости жаровой трубы расположены защитные экранирующие поверхности (11). На выходном срезе форсунки (2) выполнены осевые (12) и радиальные (13) отверстия. Изобретение позволяет обеспечить низкий уровень концентрации ΝΟx путем повышения равномерности температур в зоне горения и исключения локального перегрева кольцевой головки, а также повысить надежность запуска и устойчивость горения камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Авиационная силовая установка // 2716643
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к авиационным силовым установкам широкофюзеляжных самолетов с высокой скоростью полета. Установка состоит из осесимметричного корпуса (1), прикрепленного к торцевой поверхности фюзеляжа (2) центральной и обтекаемыми пластинами (3, 4) соответственно, включающего две кольцевые обечайки (5, 6) контура основного потока воздуха (7) и тракта пограничного слоя фюзеляжа (8). В тракте (8) установлены воздухозаборник (9), вентилятор (10) и сопло (11). В контуре (7) установлены кольцевой воздухозаборник (12), вентилятор (13) и сопло (14). Газогенераторный контур (15) расположен за корневыми частями лопаток вентилятора (13) и включает турбокомпрессор (16), четырехтактные поршневые газогенераторы (17), каждый снабжен двумя оппозитными рабочими поршнями. Каждые несколько пар газогенераторов (17) взаимодействуют с гидравлическими двигателями (18) и радиальными валами (19), газогенераторы (17) и гидравлические двигатели (18) осесимметрично расположены на наружной поверхности контура основного потока воздуха (7). За вентилятором (13) расположены полые лопатки (20), через которые воздух от турбокомпрессора (16) и горячий газ от поршневых газогенераторов (17) поступает туда и обратно к турбине (21) и далее к соплу (22). Центральный вал (23) вентиляторов (10, 13) тракта пограничного слоя фюзеляжа (8) и контура основного потока (7) воздуха соответственно и турбины (20) связан планетарным редуктором (24) и коническим редуктором (25) с радиальными валами (19) гидравлических двигателей (18). Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в увеличении дальности, скорости полета самолета и увеличении полезной нагрузки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2707105
Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит промежуточный теплообменник, первичный контур которого связан на выходе с последним каскадом компрессора. Последний каскад, включающий центробежный компрессор, камеру сгорания двигателя и центростремительную турбину, расположен вдоль оси двигателя и внутри его внешнего контура. Промежуточный теплообменник с патрубками входа и выхода расположен внутри пилона двигателя. Первичный контур промежуточного теплообменника связан с выходом предпоследнего каскада компрессора, а вторичный контур промежуточного теплообменника сообщен с атмосферой. Входное отверстие входного тракта промежуточного теплообменника расположено в области невозмущенного потока фюзеляжа. Изобретение направлено на увеличение дальности полета, уменьшение числа двигателей, уменьшение трудозатрат в процессе их изготовления и доводки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха содержит корпус, размещенную в ней жаровую трубу с форсунками и завихрителем с входным коническим участком, состоящую из двух телескопически соединенных между собой передней и задней частей. Каждая из частей жаровой трубы жестко закреплена к корпусу - передняя часть - на входе, задняя часть - на выходе. Отверстия подвода вторичного воздуха выполнены на выходной кромке передней части жаровой трубы. Задняя часть жаровой трубы соединена при помощи тяги с регулирующей пластиной, расположенной в коническом участке, выполненном сужающимся к входу в завихритель. Регулирующая пластина выполнена в форме круга, плоскость которого расположена перпендикулярно оси конического участка, с возможностью образования переменного по площади кольцевого зазора при перемещении вдоль конического участка. При перемещении пластины вдоль конического участка, сужающегося к входу завихрителя, меняется площадь кольцевого зазора и, таким образом, регулируется расход воздуха в жаровую трубу. Изобретение позволяет снизить выбросы NOx в широком диапазоне режимов работы газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА // 2578760
Изобретение относится к силовым установкам средней и большой мощности. Силовая установка, включающая в себя замкнутый гидравлический контур, содержащий два двигательно-насосных устройства, взаимодействующие с гидравлическим двигателем, каждое двигательно-насосное устройство снабжено оппозитными свободными дифференциальными поршнями, двигателями внутреннего сгорания жидкого охлаждения с газовыми цилиндрами, рабочими цилиндрами и гидравлическими полостями цилиндров дифференциальных поршней, турбокомпрессор и турбину на выхлопных газах, соединенный с полезной нагрузкой гидравлический двигатель, связанный гидравлическими линиями с гидравлическими полостями цилиндров дифференциальных поршней двигательно-насосных устройств, устройствами управления движениями жидкости в одном направлении, подачи топлива, стартером, при этом двигательно-насосное устройство снабжено картером с перекладной заслонкой, образующим гидравлическую полость с цилиндрами дифференциальных поршней, и двумя противоположными отверстиями, к картеру примыкают гидравлические линии замкнутого контура с двух сторон, взаимодействующие с отверстиями входа и выхода гидравлического двигателя. Изобретение обеспечивает снижение массово-габаритных характеристик и повышение эффективности. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
СУДНО С ЧАСТИЧНОЙ МАССОЙ ГЛИССИРОВАНИЯ // 2550783
Изобретение относится к области судостроения, а именно к глиссирующим судам, и может использоваться как пассажирское судно при скоростях движения около и значительно больше 100 км/ч. Судно с частичной массой глиссирования на подводных крыльях состоит из трех модулей. Основной и топливный корпуса выполнены каждый на подводном крыле. Основной корпус с топливным корпусом, как и топливный корпус с глиссирующим буксиром соединены с возможностью вертикального перемещения. Входное и выходное отверстия водометного турбонасоса совпадают при виде спереди. Выходной патрубок в проекции на вертикальную плоскость наклонен к глиссирующей площадке под углом 45 градусов. Турбореактивный двигатель расположен в верхней части транцевой области и снабжен свободной турбиной, механически связанной с водометным турбонасосом. Судно с частичной массой глиссирования с воздушным крылом состоит из двух модулей. Основной корпус с глиссирующей площадкой и воздушное крыло выполнено с возможностью горизонтального перемещения. Судно снабжено устройством механизации крыла. Достигается снижение гидравлического сопротивления, повышение коэффициента гидродинамического качества глиссирующих судов, расширение условий эксплуатации. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
ВОЗДУШНЫЙ ОТОПИТЕЛЬ // 2439445
Изобретение относится к воздухонагревателям с принудительной циркуляцией воздуха, предназначенным для обогрева (отопления) жилых, служебных и производственных помещений, а также для разогрева двигателей внутреннего сгорания при эксплуатации их в условиях отрицательных температур окружающего воздуха
