Патенты принадлежащие Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Изобретение относится к области турбо-машиностроения, в частности к авиационному моторостроению, и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей (ГТД). В известном рабочем колесе осевого компрессора газотурбинного двигателя, включающем установленные на диске ротора рабочие лопатки, каждая из которых содержит хвостовик и перо, ограниченное выпуклой и вогнутой поверхностями с выполненными на них в средней части по высоте пера лопатки бандажными полками, бандажные полки смежных лопаток соединены между собой с образованием не менее одного антивибрационного бандажного кольца несимметричного профиля, выпуклая сторона которого расположена со стороны диска вдоль линий тока воздуха в межлопаточном канале, согласно изобретению кольцо снабжено компенсационными ребрами симметричного аэродинамического профиля, выполненными по меньшей мере на одной из бандажных полок каждой лопатки и расположенных вдоль линий тока воздуха в межлопаточном канале, при этом размер ребер в радиальном направлении равен сумме 0,1 длины лопатки и величины зазора между торцом лопатки и стационарным корпусом.

Изобретение относится к области метрологии и может быть использовано для измерения параметров трубопроводов, в частности определения собственных частот колебаний трубопровода при пинг-тесте. Устройство содержит закрепляемый на трубопроводе держатель, на котором установлен датчик, при этом держатель выполнен в виде зажима из цельной ленты пружинной стали, а зажим имеет форму, обеспечивающую захват трубопровода, по меньшей мере, по трем точкам, разнесенным в окружном направлении относительно друг друга.

Способ организации рабочего процесса в непрерывно-детонационной камере сгорания турбореактивного двигателя включает двухступенчатое преобразование химической энергии топлива в полезную механическую работу и в кинетическую энергию реактивной струи.

Изобретение относится к устройствам для определения параметров поперечного сечения полых тел, в частности полых корпусов турбомашины при стендовых испытаниях. Устройство содержит средство для крепления и перемещения, по меньшей мере, одного измерительного элемента, имеющего возможность взаимодействия с полым телом (испытуемым полым корпусом турбомашины).

Сопловой аппарат турбины высокого давления содержит перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, внутреннее кольцо и наружное кольцо, установленные на внутренней полке с образованием между ними кольцевой щели нижней воздушной завесы.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины.

Изобретение относится к энергетике. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит сопловой аппарат турбины с аппаратом закрутки, вход которого соединен с источником охлаждающего воздуха, а выходные каналы сообщены с безлопаточным диффузором, диск с охлаждаемыми рабочими лопатками, каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, установленным в проточной части турбины, при этом выходные каналы аппарата закрутки повернуты в сторону вращения диска с охлаждаемыми рабочими лопатками.

Изобретение относится к определению технического состояния авиационных газотурбинных двигателей всех типов. Способ диагностики технического состояния подшипниковых опор газотурбинного двигателя включает установку датчиков вибрации в диагностируемом сечении на корпусе двигателя, измерение вибрационных сигналов работающего двигателя с последующим преобразованием их в амплитудно-частотный спектр, выделение в этом спектре частот вращения ротора низкого давления и ротора высокого давления, анализ полученного спектра частот с последующим определением технического состояния подшипниковых опор.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных картеров опор роторов турбомашин. Радиально-торцевое контактное уплотнение ротора турбомашины содержит два упругих графитовых кольца с поперечным разрезом, установленных между двумя контактными кольцами.

Изобретение может быть использовано в области авиационного двигателестроения. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками.

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина.

Изобретение предназначено для использования в энергомашиностроении и может найти широкое применение при создании систем диагностики осевых турбомашин в авиации и энергомашиностроении. Техническим результатом заявленного способа является повышение надежности турбомашин.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки, безлопаточный диффузор, замками фиксации лопаток и приставным кольцом с подкачивающими лопатками.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Периодически в каждый промежуток времени 0,01…0,1 с измеряют давление за компрессором высокого давления Рк и при отклонении величины давления более 1-100% относительно измерения, предшествовавшего текущим значениям, при постоянном значении n1, производят остановку двигателя.

Изобретение относится к теплообменным аппаратам и может быть использовано, в частности, в области авиадвигателестроения в системах охлаждения воздуха и газа газотурбинных двигателей. Воздухо-воздушный теплообменный аппарат имеет кольцевую форму, состоит из нескольких теплообменных модулей, установленных под углом к направлению потока воздуха и представляющих собой конструкцию из нескольких трубок.

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и внутренним разъемным кольцом, а также фторопластовые втулки.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Давление газа измеряют за компрессором, в качестве параметра сравнения используют давление и частоту вращения ротора, измерения производят при постоянной температуре газа за турбиной через промежутки времени 0,2…0,5 с, а сравнивание измерений и определение пороговых отклонений производят, по крайней мере, по двум предшествующим и двум последующим текущим значениям параметров, а остановку двигателя производят при снижении частоты вращения ротора на 0,2…0,5% и давления за компрессором на 1,0…1,5%.

Предлагаемое изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в конструкции газотурбинных установок, в частности в элементах опор и опорных подшипников. Опора турбины высокого давления содержит наружный корпус, последовательно соединенные внутреннее кольцо, корпус подшипника и роликоподшипник, взаимодействующий с ротором турбины, сопловые лопатки, спицы, фиксирующие гайки и втулки.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к маслосистемам, их агрегатам наддува полостей и устройствам суфлирования масла. Двухроторный газотурбинный двигатель снабжен системой последовательно сообщенных друг с другом посредством дополнительных воздуховодов предмасляных полостей компрессора низкого давления и предмасляной полости компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектором, содержащим эжектируемую полость, эжектирующую полость и камеру смешения, предмасляная полость турбины сообщена, с одной стороны, через воздуховод с клапаном суфлирования, а с другой стороны, с входом эжектируемой полости эжектора, выход которой сообщен с входом камеры смешения, при этом эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом с входом камеры смешения, выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры.

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках, паро- и гидротурбинах.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к системам охлаждения турбины газотурбинного двигателя. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и сопловой аппарат закрутки.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для регистрации нагрузок, в частности осевого усилия от вращающихся деталей, таких как валы или цапфы турбомашин. Заявленное устройство для замера осевого усилия ротора турбомашины содержит шариковый подшипник, внутреннее кольцо которого установлено на валу, а наружное кольцо в корпусе, а также установленные в корпусе плоское упругое кольцо, на торцевых поверхностях которого выполнены опорные площадки выступов, между которыми установлены тензодатчики и дополнительное упругое кольцо с тензодатчиками, при этом оно содержит два кольцевых элемента, контактирующих между собой по коническим относительно продольной оси вала торцевым поверхностям, которые образуют усеченный конус, большее основание которого расположено со стороны шарикового подшипника, при этом упомянутые кольцевые элементы установлены между близлежащими торцами плоского упругого кольца и наружного кольца шарикового подшипника, причем кольцевой элемент, контактирующий непосредственно с плоским упругим кольцом, выполнен разрезным, а другой кольцевой элемент установлен непосредственно в корпусе, при этом дополнительное упругое кольцо выполнено с коэффициентом жесткости меньшим, чем у плоского упругого кольца, и установлено между внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью разрезного кольцевого элемента, а в осевом направлении дополнительное упругое кольцо ограничено торцом плоского упругого кольца и радиальным торцом, выполненным на внутренней поверхности корпуса, причем на наружной и внутренней поверхностях дополнительного упругого кольца выполнены опорные площадки выступов, между которыми установлены упомянутые тензодатчики, при этом плоское упругое кольцо, дополнительное упругое кольцо, два кольцевых элемента зафиксированы в корпусе в осевом направлении, а наружное кольцо шарикового подшипника зафиксировано в корпусе от проворота.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей.Технический результат изобретения - возможность оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей на этапе приемосдаточных испытаний.

Изобретение относится к области машиностроения. Упругодемпферная опора содержит подшипник, установленный на роторе, демпфер, уплотнительные кольца, крышку для герметизации демпфера и отверстия для подачи масла в подшипник и демпфер.

Изобретение относится к области машиностроения и касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Изобретение относится к энергетике. Предложена опора турбины высокого давления, содержащая корпус подшипника с силовыми спицами, закрепленными на корпусе турбины, наружное кольцо подшипника, установленное в корпусе между упорным буртом и гайкой, и роликоподшипник, взаимодействующий с ротором турбины.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.

Изобретение относится к энергетике. Опора компрессора низкого давления турбомашины, содержащая промежуточный вал, в котором установлена цапфа ротора компрессора и соединена с ним в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством стяжной трубы, последовательно установленные на промежуточном валу шариковый подшипник, графитовое уплотнение, лабиринтное уплотнение, причём уплотнения и внутреннее кольцо шарикового подшипника зафиксированы относительно промежуточного вала в осевом направлении посредством упорного торца и гайки.

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины выполнен в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси с одним и более венцами, со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных через равные промежутки по наружной поверхности, при этом барабан выполнен из металломатричного композита с перекрестной укладкой армирующих волокон, а средства для крепления хвостовиков лопаток выполнены в виде корневых элементов под сварку по форме профиля лопатки, при этом на внутренней поверхности барабана из композита выполнены наплывы, фланцы или цапфы с закладными элементами под сварку, причем наплывы расположены под корневыми элементами.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается предохранительного клапана двойного действия, используемого в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя для поддержания заданных режимов давления воздуха в масляных полостях.

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха. Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через' подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, согласно изобретению содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом - с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры.

Изобретение относится к энергетике. Радиальная межвальная опора ротора турбомашины содержит двухрядный роликовый подшипник, включающий наружное кольцо, установленное в валу шестерни центральной конической передачи, два внутренних кольца, установленные на валу турбины, наружные рабочие поверхности которых выполнены коническими относительно продольной оси опоры, дистанционное кольцо, установленное между внутренними кольцами, два сепаратора, контактирующие друг с другом по торцам и зафиксированные относительно друг друга от проворота, в которых соответственно установлены два ряда конических роликов, причем основания меньшего диаметра конических роликов из разных рядов направлены в противолежащие стороны, при этом в месте стыка торцов сепараторов со стороны их внутреннего диаметра выполнена клинообразная кольцевая канавка, в которой установлено разрезное кольцо, выполненное в поперечном разрезе в виде треугольника, основание которого является его внутренней поверхностью, причем между разрезным кольцом и дистанционным кольцом образован радиальный зазор.

Изобретение относится к роторам турбомашин, используемых в авиации. Барабан ротора турбомашины, содержащий корпус в форме полого цилиндрического тела вращения вокруг продольной оси и выполненный в нем один и более венец со средствами для крепления хвостовиков лопаток, расположенных по наружной поверхности через равные промежутки в поперечном направлении, при этом корпус содержит металломатричный композит с перекрестной укладкой армирующих волокон, средства для крепления хвостовиков лопатки выполнены в виде корневого элемента под сварку по форме профиля лопатки, а металломатричный композит сформирован по всей наружной поверхности тела вращения слоем толщиной, не превышающей высоту корневого элемента.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измерение значения тяги и определения удельного расхода топлива, построение зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и установление соотношения топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающего минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии. Роторная машина объемного типа содержит корпус 1 с профильным элементом 2, выполненным в виде выступа, пустотелое колесо-разделитель 6 с отверстием под элемент 2 и пустотелое центральное тело 4 с каналом подвода и каналом отвода рабочего тела и с продольным радиальным пазом под колесо 6.

Изобретение относится к двухседельному поплавковому клапану и предназначено для автоматизации процесса заправки баков рабочими жидкостями в конструкции масляного либо топливного бака при предполетной подготовке летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Суфлирующая магистраль с заборником в нижней части корпуса выполнена отдельно от блока суфлирующих магистралей, установлена над перегородкой и имеет автономное сообщение с коллектором.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы боковой поверхности вала цилиндрические участки штифта расположены перед торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам снижения вибраций турбомашин, и может быть использовано в авиационных газотурбинных двигателях, испытательных стендах, роторы которых оборудованы упругими опорами.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Перед запуском двигателя в нагнетающую магистраль подают масло через дополнительный маслонасос и дополнительную магистраль, масло подают до заполнения нагнетающей магистрали, а полноту заполнения нагнетающей магистрали определяют по моменту появления масла на сливе из опор двигателя или одновременно при появлении масла на сливе из опор двигателя и достижении заданной величины давления масла в нагнетающей магистрали, после чего, дополнительный маслонасос отключают и запускают двигатель.

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включает сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения.

Изобретение относится к созданию оборудования для разделения многофазных смесей, в частности к сепараторам газ/жидкость, действие которых основано на разности плотностей фаз. Газожидкостный сепаратор содержит вертикальный цилиндрический корпус с патрубком подачи газожидкостной смеси, внутренний цилиндр с каналом, сообщенным рядом отверстий, выполненных вдоль центральной оси, с полостью канала и с полостью под нижней поверхностью направляющего аппарата и патрубком для отвода газа, винтовой направляющий аппарат, размещенный между ними и образующий в спиральном канале в потоке газожидкостной смеси участки с флуктуациями в скорости, камеру расширения с патрубком для отвода дегазированной жидкости в нижней части корпуса.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Узел соединения роторов содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, контровочную трубу и промежуточный вал.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к роликовым подшипникам качения. Радиальный роликовый подшипник качения содержит безбортовое наружное кольцо (1), внутренняя поверхность которого образует цилиндрическую дорожку качения, двухбортовое внутреннее кольцо (2), между бортами которого образована цилиндрическая дорожка качения, тела качения, выполненные в виде цилиндрических роликов (3).

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к системам охлаждения турбин газотурбинного двигателя. Воздухо-воздушный теплообменник, содержащий несколько охлаждаемых секций, установленных в проточной части турбомашины и закрепленных на корпусе посредством болтовых соединений, с двумя фланцами, соединенными между собой сетью трубок и снабженными отверстиями под болтовое соединение и буртами, имеющими цилиндрическую посадочную поверхность большого радиуса, образующую с корпусом зазор, выбирающийся при сборке.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных полостей газотурбинных двигателей и энергетических установок. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является повышение его срока службы и расширение области применения.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции упругих опор с изменяемой податливостью, применяемых в стендовых динамических испытаниях роторов турбомашин. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленной конструкции, является повышение надежности опоры в процессе испытаний.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции межвальных опор роторов турбомашин. Опора ротора турбомашины содержит роликовый подшипник и посадочное кольцо под внутреннее кольцо роликового подшипника.
Наверх