Патенты принадлежащие Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)
Изобретение относится к машиностроению, а именно к способам испытания двигателей внутреннего сгорания. Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого способа, заключается в определении момента срыва толщины масляного слоя в режимах рабочего хода и газообмена, характеризующего контакт трущихся поверхностей на уровне микронеровностей посредством сигналов датчиков.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.
Способ инициирования импульсной детонации // 2659415
Изобретение относится к способам детонационного сжигания топлива и может быть использовано для инициирования импульсной детонации в топливно-воздушной смеси в энергетических установках, импульсных детонационных двигателях.
Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная установка (ГТУ) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, потребитель энергии, магистраль топливоподачи и котел утилизатор, снабженный контурами горячего и холодного теплоносителей.
Изобретение относится к испытательной технике, а именно к стендам для температурных испытаний авиационной техники. Стенд для температурных испытаний содержит устройство нагрева рабочей среды, основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и защитное устройство в виде компенсатора температурного расширения трубопровода.
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при организации рабочего процесса в поршневом двигателе (ПД). Технический результат заключается в уменьшении затрат энергии на производство необходимого количества синглетного кислорода (СК).
Изобретение относится к области стендовой доработки летательных аппаратов. Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки в испытательной камере, где создают разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при сертификационных испытаниях корпуса на непробиваемость при разрушении диска ротора стартера газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано для позиционирования лопаток при изготовлении интегрального моноколеса турбины газотурбинного двигателя. При позиционировании лопаток ножки лопаток устанавливают в соответствующих отверстиях технологического кольца, которое выполняют из низкоуглеродистой стали, причем отверстия выполняют исходя из условия обеспечения гарантированного по периметру отверстий зазора.
СПОСОБ СЖИГАНИЯ НИЗКОКАЛОРИЙНОГО ТОПЛИВА // 2588220
Изобретение относится к области переработки низкокалорийного топлива, утилизации твердых бытовых и промышленных отходов. Низкокалорийное топливо газифицируют в пиролизном реакторе 1.
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для подогрева воздуха в экспериментальных установках при испытаниях объектов авиационной техники, когда к изделию необходимо подвести нагретый до температуры T≤800°С воздух с рабочим давлением Рраб≤6МПа и массовым расходом от 0.5 до 8 кг/с.
Изобретение относится к области дистанционного измерения температур и касается способа измерения температуры потока газа с поглотителем. Измерение температуры проводят в, по крайней мере, трех слоях заданной толщины.
СПОСОБ ДОВОДКИ КОЛЕС ТУРБОМАШИН // 2579300
Изобретение может быть использовано в процессе доводки деталей и узлов турбомашин, в частности авиационных двигателей, а также для изучения явлений ротор-статорного взаимодействия и усиления амплитуд колебаний, вызванного расстройкой рабочих колес.
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при изготовлении интегрального моноколеса турбины из различных металлических сплавов для газотурбинного двигателя. При изготовлении интегрального моноколеса турбины, содержащего дисковую часть из гранулируемого сплава и лопатки из жаропрочного сплава с равноосной или направленной структурой, последние устанавливают с определенным монтажным зазором между рабочими гранями монтажных полок в специальном приспособлении.
Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах. Способ управления ТРДДФ заключается в том, что измеряют давление за компрессором
(
p
к
*
)
и давление за турбиной
(
p
т
*
)
, вычисляют перепад давления на турбине
(
π
T
∑
*
=
p
к
*
/
р
т
*
)
.
СПОСОБ ФОРСИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ // 2573438
Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой, заключающийся в том, что формируют топливовоздушную смесь и обеспечивают ее горение в основной камере сгорания.
Изобретение относится к энергетике. Способ организации горения в гиперзвуковом воздушно-реактивном двигателе, заключающийся в том, что подают воздух и первичное горючее в камеру сгорания и обеспечивают образование первичной горючей смеси, подают окислитель и вторичное горючее в камеру сгорания и обеспечивают образование вторичной горючей смеси, причем камеру сгорания формируют в виде последовательно расположенных и газодинамически связанных между собой основной и дополнительной камер сгорания, обеспечивают горение первичной горючей смеси в основной камере сгорания, а вторичной горючей смеси - в дополнительной камере сгорания, при этом в качестве первичного горючего используют водород, в качестве вторичного горючего - неоксидированные наночастицы алюминия, и используют продукты сгорания, образующиеся в основной камере сгорания в качестве окислителя для наночастиц алюминия.
Изобретение относится к области авиастроения и безопасности полетов и может быть использовано для исследования процессов ударного взаимодействия элементов конструкции летательных аппаратов. Устройство содержит источник текучей среды под давлением и установленный на основании направляющий элемент.
СИСТЕМА ПОДАЧИ СЖИЖЕННОГО ГАЗА // 2557137
Изобретение может быть использовано в системах топливоподачи двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Система подачи сжиженного газа содержит резервуар (Р) 2 со сжиженным газовым топливом, топливный насос 3 с подающим трубопроводом (ПТ) 4 и гидравлически связанные с ним форсунки (Φ).
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при испытаниях и доводке газовых подшипников высокооборотных турбомашин. Стенд содержит статор, в котором размещен ротор, установленный в двух опорах, выполненных с возможностью размещения в них испытуемых газодинамических подшипников.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАБРОСА ТУШЕК ПТИЦ И ДРУГИХ ПРЕДМЕТОВ ПРИ ИСПЫТАНИЯХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ // 2552118
Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при проведении испытаний летательных аппаратов на попадание посторонних предметов в газотурбинный двигатель и проведении исследований динамической прочности элементов конструкции летательного аппарата при столкновении с птицей.
Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее.
Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло.
СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ // 2540202
Изобретение относится к области испытания авиационных двигателей по схеме «с присоединенным трубопроводом». Технический результат изобретения - повышение надежности и технологичности стенда путем создания простой и универсальной конструкции, исключающей влияние тепловых изменений диаметра и длины присоединенного трубопровода (ПТ) на монтажное положение его оси, достижение универсальности конструкции опор ПТ.
Изобретение относится к энергомашиностроению и представляет собой способ диагностики флаттера лопаток рабочего колеса в составе осевой турбомашины на заданном рабочем режиме. Изобретение основано на том, что увеличение длины лопатки при флаттере вследствие высоких амплитуд колебаний приводит не только к уменьшению радиального зазора, но и к касанию лопаток о внутреннюю поверхность корпуса турбомашины.
Изобретение относится к области измерения, в частности определения механических свойств материалов. Способ заключается в возбуждении колебаний образца композиционного материала в виде прямоугольной пластины со свободными краями и определении частот и картин форм собственных колебаний пластины.
РОТОР С КОМПЕНСАТОРОМ ДИСБАЛАНСА // 2516722
Ротор с компенсатором дисбаланса содержит рабочее колесо ступени турбомашины и компенсатор дисбаланса колеса в виде балансировочного груза, выполненного в форме сегмента с круговыми внешней и внутренней поверхностями и стопорным элементом.
Кольцевая малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус с расположенной в нем кольцевой жаровой трубой, включающей две отстоящие друг от друга кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части жаровой трубы фронтовым устройством, систему подачи топлива и, по меньшей мере, две запальные свечи.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, расположенную в корпусе перфорированную жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси.
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в подшипниковых узлах. Изобретение позволяет создать подшипник, имеющий высокий срок службы и обеспечивающий высокую устойчивость к осевым и радиальным нагрузкам при минимизации габаритов и веса.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха, снабженную устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками камеры сгорания и жаровой трубы, и устройство зажигания топливовоздушной смеси.
Изобретение относится к области двигателестроения и позволяет расширить диапазон рабочих режимов двигателя с компрессионным зажиганием за счет повышения устойчивости воспламенения топливовоздушной смеси в цилиндре ДВС.
Изобретение относится к области двигателестроения и обеспечивает низкоэмиссионное сгорание топливовоздушной смеси, снижает риск взрыва топливовоздушной смеси. Техническим результатом является упрощение конструкции двигателя, повышение надежности и снижение токсичности продуктов сгорания.
Изобретение относится к области радиационной пирометрии, в частности к измерению параметров радиационного излучения, особенно к измерению параметров высокотемпературных потоков. Способ измерения термогазодинамических параметров потока включает формирование измерительного канала, измерение величины параметра излучения потока, сравнение измеренной величины параметра излучения с величиной аналогичного параметра излучения абсолютно черного тела (АЧТ), полученной при калибровке АЧТ при заданной температуре и концентрации поглощающих компонентов, и определение, по крайней мере, одного термодинамического параметра потока по результату сравнения.
