Патенты принадлежащие Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Цилиндропоршневая группа двигателя внутреннего сгорания содержит гильзу (1) цилиндра и установленный в ней поршень (2) с отверстием (3) под поршневой палец, ось которого перпендикулярна оси цилиндра.

Изобретение относится к криогенной технике. Способ подачи потребителю газообразного водорода высокого давления заключается в нагнетании насосом по перекрываемому трубопроводу жидкого водорода из резервуара в накопитель-газификатор, выполненный в виде емкости полного объема Vп, где с повышением температуры и давления за счет подводимого тепла жидкий водород превращают в газообразный высокого давления.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока.

Изобретение относится к отраслям промышленности, где требуется создание потока с регулируемым массовым расходом газообразного низкотемпературного рабочего тела.
Изобретение относится к области смазочных композиций для трансмиссий летательных аппаратов, в частности для смазки трансмиссий винтов вертолетов.

Изобретение относится к судостроению, в частности к реверсивным турбинным установкам судового типа. Реверсивная турбинная установка судового типа включает установленный в корпусе силовой агрегат с противоположно вращающимися роторами, валы которых соединены с коаксиально расположенными входными валами планетарно-дифференциального механизма.
Изобретение относится к установкам для испытания образцов на термоусталость и может быть использовано для определения долговечности сплавов, применяемых в авиакосмической технике в условиях совместного действия термомеханических и вибрационных нагрузок.

Изобретение может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло.
Изобретение относится к системе смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя и обеспечивает отказоустойчивость насосов с регулируемыми электроприводами системы смазки с числом откачивающих насосов более двух при отказе одного из насосов или их электроприводов как в тракте нагнетания масла, так и в тракте откачки масловоздушной смеси для ГТД.

Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, турбостроения, а именно к стендам для моделирования процессов теплообмена в охлаждаемых лопатках, и может найти применение при проектировании и оптимизации систем охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин.

Изобретение относится к области испытания реактивных двигателей в силоизмерительных системах горизонтальных стендов с имитацией высотных условий при прямой и реверсивной тяге.

Изобретение относится к способам удаления льда и/или снега с искусственных и грунтовых покрытий и может быть использовано для очистки аэродромных и любых дорожных покрытий от льда, снега, щебня, гравия и другого смета.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к универсальным уборочным машинам, и может быть использовано для очистки взлетно-посадочных полос, автомагистралей и любых искусственных и естественных покрытий от льда, снега, щебня, гравия и другого смета.

Изобретение относится к области авиастроения и безопасности полетов и может быть использовано для исследования процессов ударного воздействия на конструкцию летательных аппаратов.

Изобретение относится к области авиастроения и безопасности полетов и может быть использовано для исследования процессов ударного воздействия на конструкцию летательных аппаратов.
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при организации рабочего процесса в поршневом двигателе.
Изобретение относится к области контактных измерений температуры высокотемпературных газов, в частности к средствам измерения температуры газа и распределения ее значений в полостях высокотемпературных элементов газотурбинных двигателей, и может быть применено для экспериментальных исследований рабочего процесса силовых установок при проведении аэродинамических испытаний.

Изобретение относится к технике испытаний газотурбинных и турбореактивных двигателей и может быть использовано при исследовании процессов в проточной части турбомашин.

Изобретение может быть использовано для защиты от обнаружения летательных аппаратов (ЛА), оборудованных реактивными двигателями.

Изобретение относится к технике испытаний газотурбинных и турбореактивных двигателей и может быть использовано при исследовании процессов в проточной части турбомашин.

Изобретение может быть использовано для защиты от обнаружения летательных аппаратов (ЛА), оборудованных реактивными двигателями.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к осевым вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение может быть использовано в стационарных газотурбинных установках в камере сгорания топлива. Способ работы газотурбинной установки непрерывного действия заключается в сжатии поступающего воздуха в компрессоре, подаче сжатого воздуха и топлива в первую камеру сгорания, сжигании в первой камере сгорания топлива, расширении образовавшихся продуктов сгорания в первой турбине, использовании, по меньшей мере, части механической энергии, вырабатываемой первой турбиной для привода компрессора, последующей подаче расширившихся продуктов сгорания и топлива во вторую камеру сгорания и расширении образовавшихся продуктов сгорания во второй турбине для производства механической энергии.

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла.

Изобретение относится к системам подачи и дозирования рабочего тела с электроприводными насосами, в частности к системам топливоподачи и управления газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при испытаниях и доводке газовых подшипников высокооборотных турбомашин.

Муфта составного ротора газогенератора газотурбинного двигателя содержит средства для передачи крутящего момента и осевого сцепления двух соосных вращающихся колес в виде перемещающихся элементов, размещенных в кольцевых выемках, выполненных в цапфе центробежного колеса компрессора и цапфе колеса турбины газогенератора.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Способ конвертирования турбовального авиационного двигателя в наземную газотурбинную установку. Удаляют лопатки из проточных частей последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в высоконагруженных зубчатых передачах. Зубчатое колесо содержит обод с зубчатым венцом, ступицу, несущую диафрагму, жестко связанную с ободом и ступицей, и демпфирующий элемент, выполненный в виде лепесткового пластинчатого диска, установленного между ступицей и ободом и закрепленного внутренней частью на наружной поверхности ступицы, а наружной частью лепестков взаимодействующего с внутренней поверхностью обода.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны.

Малоразмерный газотурбинный двигатель с регенерацией тепла содержит компрессор с входным устройством, газовоздушный рекуперативный теплообменник, камеру сгорания, турбину привода компрессора и свободную турбину привода потребителя эффективной мощности, расположенные в едином корпусе с газосборником.

Способ охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки, выполненный на статоре напротив диска турбины и последующий подвод охлаждающего воздуха из аппарата закрутки во вращающийся канал каждой рабочей лопатки.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах и каналах, например в лопаточных компрессорах, трубопроводах и диффузорах в заданных областях течения, как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока, и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей, исследования течения в трубопроводах и каналах с отрывом потока.

Группа изобретений относится к области авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат заключается в повышении качества и надежности управления ГТД в реальной эксплуатации за счет встроенного в систему управления ГТД программного обеспечения «виртуальный двигатель», обеспечивающего он-лайн расчет неизмеряемых параметров ГТД на установившихся и переходных режимах его работы в полном диапазоне их изменения посредством содержащейся в нем термогазодинамической математической модели ГТД, управление двигателем по этим расчетным параметрам, самоидентификацию модели двигателя, а также замену используемых для управления измеряемых значений параметров двигателя при отказе соответствующих датчиков на их расчетные значения, определяемые с помощью термогазодинамической математической модели.

Изобретение относится к области газотурбинных силовых установок легких и беспилотных летательных аппаратов, а именно к конструкции газогенераторов газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области термометрии и предназначено для определения максимальных температур в камерах сгорания авиадвигателей различного назначения.

Изобретение относится к способу и устройству для определения адгезионной прочности теплозащитных покрытий для образцов.

Изобретение относится к области дистанционного измерения высоких температур газов и может быть применено для экспериментальных исследований рабочего процесса силовых установок.

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов. Система подачи жидкого кислорода, содержащая агрегат соединенных последовательно гидравлически друг с другом насосов трех каскадов с автономными приводами, бак с кислородом и потребитель кислорода, где вход системы соединен с баком, а выход - с потребителем кислорода, в соответствии с изобретением снабжена источником газа высокого давления с вентилем, смесителем и потребителем газа, где источник газа соединен через вентиль с входом привода насоса третьего каскада, выполненного в виде турбины, выход газа из турбины третьего каскада соединен с потребителем газа и с входами газа приводов насосов первого и второго каскадов, выполненных в виде осевых турбин, расположенных коаксиально соответствующим насосам и скрепленных с ними, выходы газа из турбин первого и второго каскадов соединены через смеситель с выходом жидкого кислорода из насоса первого каскада, причем каналы подачи кислорода в насосах первого и второго каскадов выполнены диагональными с осевыми входами и выходами, а насос третьего каскада выполнен центробежным.

Изобретение относится к лабораторной испытательной технике, а именно к устройству для формирования и испытания образца тонких покрытий в нагрузочных устройствах, например, для испытания тонких керамических теплозащитных покрытий на механическую прочность растяжением.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему.

Изобретение относится к нефтяной и газовой промышленности, а более конкретно к способу и установке для утилизации попутных нефтяных газов.

Изобретение относится к устройствам для получения газообразного и сжиженного топлив из залежей гидратов. Технический результат заключается в получении свободного сжатого газа высокого давления и сжиженного газа, обеспечении работы установки за счет собственных энергетических ресурсов, обеспечении постоянства режима получения газа по давлению и расходу.

Электроприводной насос для газотурбинного двигателя (ГТД) содержит насос подачи рабочей среды и электропривод, включающий в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, связанный с электродвигателем, датчиками и системой управления высшего уровня.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для ввода окислителя топлива в виде водяного пара или кислорода, при смешении которых в камере возникает горение, хемоионизационные реакции окисления, дающие тепловой эффект, высокие температуры и образование нагретой плазмы, содержащей жидкие оксиды металлов или металлоидов, устройство охлаждения плазмы до температуры ниже температуры плавления полученных оксидов и образования в нагретой плазме твердых пылевых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов, электростатическое или электромагнитное разгонное устройство, которое разгоняет электростатическим или электромагнитным полем истекающую из устройства охлаждения нагретую плазму и создает высокоскоростной поток нагретой пылевой плазмы с высокоскростными отрицательно заряженными оксидами металлов или металлоидов, который истекает в окружающую среду и создает реактивную тягу двигателя.

 


Наверх