Патенты принадлежащие Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" (RU)

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты газотурбинных двигателей от перегрева на запуске. Способ защиты турбины газотурбинного двигателя от перегрева на запуске заключается в том, что осуществляют измерение температуры газов за турбиной газотурбинного двигателя ТТ с помощью термопар с открытым спаем и с помощью термопар с закрытым спаем, формирование предельного значения температуры газов за турбиной на запуске ТТУСТ зап, сравнение температуры газов ТТ, измеренной с помощью термопар с открытым спаем, с предельным значением ТТУСТ зап, кратковременное прекращение подачи топлива GТ в камеру сгорания двигателя на запуске при превышении ТТ, измеренной с помощью термопар с открытым спаем, величины ТТУСТ зап, включение на заданное время агрегата зажигания, возобновление пониженной подачи топлива GТ в камеру сгорания после снижения температуры газов ТТ, измеренной с помощью блока термопар с открытым спаем, ниже предельного значения ТТУСТ зап, при этом дополнительно для каждого типа газотурбинного двигателя заранее определяют разницу А между значениями температуры газов ТТ на запуске, измеренной с помощью термопар с открытым спаем и с помощью термопар с закрытым спаем, кроме того, в процессе запуска газотурбинного двигателя определяют исправность термопар с открытым спаем, в случае выявления отказа термопар с открытым спаем измерение температуры газов на запуске осуществляют с помощью термопар с закрытым спаем, при этом уменьшают предельное значение температуры газов на запуске ТТУСТ зап на величину А, равную 50…150°С, а прекращение подачи топлива GТ в камеру сгорания двигателя осуществляют на время превышения измеренной с помощью термопар с закрытым спаем ТТ на запуске над величиной ТТУСТ зап - А.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и может быть использовано при ремонте охлаждаемых рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя при восстановлении хорды профиля пера лопатки. Осуществляют подготовку поверхностей входной и выходной кромок лопатки путем удаления поврежденного основного материала, а именно жаропрочного никелевого сплава ЖС6-К с содержанием упрочняющей γ' фазы 54%.

Изобретение относится к литейному производству и может быть использовано при литье длинномерных тонкостенных отливок из сплавов с низкими характеристиками пластичности. Способ изготовления отливок из интерметаллидных сплавов литьем по выплавляемым моделям включает изготовление выплавляемого модельного блока, содержащего литейную чашу, восковые или полимерные модели, установленные на литниково-питающей системе, изготовление керамической формы с демпфирующим слоем, удаление моделей из полученной керамической формы, ее прокаливание, ремонт и подготовку к заливке.

Изобретение относится к средствам технической диагностики. Техническим результатом является повышение достоверности проводимых исследований за счет независимого контроля условий проводимых исследований.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в САУ ГТД для различных типов летательных аппаратов. Изобретение также может быть применено в САУ газотурбинных установок для электростанций, нагнетателей магистральных газопроводов, силовых газотурбинных установок морских и речных судов и т.д.

Изобретение относится к области защиты турбомашинных агрегатов, включающих газотурбинные установки (газовые турбины и приводимые ими машины, например, генераторы), от опасных забросов частоты вращения при внезапном полном или частичном сбросе нагрузки.

Изобретение относится к способу ремонта гребешков лабиринтных уплотнений дисков газотурбинного двигателя, изготовленных из гранулированных сплавов. Осуществляют механическое удаление части гребешка лабиринтного уплотнения диска на высоту дефекта, зачистку поверхности гребешка, установку и фиксацию диска в вертикальном положении и наплавку присадочным материалом на подготовленную поверхность гребешка лабиринтного уплотнения в среде защитного газа последовательным наложением слоев до полного восстановления по высоте размеров гребешка лабиринтного уплотнения.

Изобретение относится к области литейного производства. Способ изготовления керамической формы по выжигаемой полимерной модели в литье по выплавляемым моделям включает подготовку выжигаемой полимерной модели, сборку модельного блока, формирование керамической формы, удаление восковой составляющей модельного блока, предварительную прокалку керамической формы и выжигание полимерной модели.

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ содержит измерение температуры газа за турбиной высокого давления Тт термопарами, измерения частоты вращения ротора высокого давления Nвд.
Изобретение относится к области литейного производства и может быть использовано при литье по выплавляемым моделям в керамические литейные формы. Способ удаления модельного блока из керамической формы в литье по выплавляемым моделям, состоящего из воскового модельного состава, на котором сформирована керамическая форма, включает пропитку керамической формы водой, размещение ее в бойлерклаве для вытапливания модельного блока и предварительную прокалку керамической формы.

Изобретение относится к области литейного производства. Способ удаления выжигаемой полимерной модели из керамической формы в литье по выплавляемым моделям включает размещение керамической формы, сформированной на модельном блоке, содержащем как минимум одну выжигаемую полимерную модель, в бойлерклаве для удаления из модельного блока содержащегося в нем воскового состава, размещение керамической формы в печи для выжигания полимерной модели.

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке и эксплуатации всех типов газотурбинных двигателей (ГТД), к способам определения газодинамических параметров, к проведению инженерных и сертификационных испытаний ГТД (двигателей), к верификации расчетных моделей узлов газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области двигателестроения авиационного и наземного назначения, а именно к намотке изоляционной нити на термоэлектродные провода, используемые при выполнении специального препарирования изделий.

Изобретение относится к трехмерной печати термопластичным композиционным материалом. Осуществляют предварительную пропитку армированной нити расплавленным матричным полимером под давлением, сушку армированной нити, подачу армированной нити в экструдер печатающей головки, нагрев армированной нити до температуры, превышающей температуру плавления матричного полимера армированной нити, экструдирование армированной нити на поверхность детали с образованием приваренного слоя композитного материала с обрезкой армированной нити.

Изобретение относится к области литья и может быть использовано при литье по выплавляемым моделям. Для получения смеси для керамических стержней смешивают электрокорунд заданного фракционного состава, добавку для снижения температуры спекания в виде анатазной модификации диоксида титана и спекающую добавку в виде алюминиевого порошка.

Изобретение относится к области обработки и может быть использовано при настройке станков с ЧПУ для обработки сложных контуров поверхностей детали. Способ включает измерение контуров поверхностей детали аппаратными измерительными средствами, на основании которого вычисляют параметры смещений и поворотов детали и передают их в систему ЧПУ станка, а в ней корректируют управляющую программу обработки поверхностей детали.

Изобретение относится к литейному производству. Раствор для смачивания восковых моделей подготавливают путем вливания в ёмкость с дистиллированной водой моющего средства, представляющего собой щелочное или кислотное синтетическое поверхностно-активное вещество, для получения 10-20% водного раствора и перемешивают его.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к конструкции ротора компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Ротор компрессора газотурбинного двигателя включает диски, передние и задние торцы дисков, промежуточные кольца со штифтами фиксации.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ заключается в том, что измеряют основные параметры, характеризующие работу двигателя и сравнивают с уставками.

Изобретение относится к способу ремонта охлаждаемых лопаток из жаропрочного суперсплава турбины газотурбинного двигателя. Способ включает предварительное удаление с поверхности пера лопатки теплозащитного покрытия, зачистку торца колодца пера лопатки от следов приработки, зачистку наружной и внутренней поверхности стенок колодца торца пера лопатки, установку и фиксацию лопатки в приспособлении, подачу соосно лазерному лучу потока металлического порошка, химический состав которого совпадает с материалом лопатки, наплавку торца колодца пера лопатки в среде защитного газа, термическую обработку в вакууме и контроль.

Способ относится к технологии восстановления деталей газотурбинных двигателей с тонкостенными элементами и может быть использовано в турбомашиностроении. Способ включает предварительное удаление следов приработки с торца тонкостенного элемента детали.

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения многократных помпажей компрессора, характеризуемых сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части и вибрациями элементов двигателя.

Изобретение относится к литейному производству. Связующее содержит в мас.%: водно-коллоидный кремнезоль не менее 85, стабилизатор - поливиниловый спирт не менее 0,002, бактерицид - водный раствор формалина не менее 0,05, смачивающий компонент - алкилбензолсульфокислоту не менее 0,10, антивспенивающий компонент - смесь лапрол 6003 не более 0,05 с пента-475 не менее 0,01, обессоленную воду.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к камерам сгорания газотурбинных двигателей, преимущественно малоэмиссионным камерам сгорания, и позволяет повысить топливную эффективность полноты сгорания топлива газотурбинного двигателя, на таких режимах работы камеры сгорания, когда вследствие неблагоприятного сочетания параметров топлива в зоне горения за частью или всеми горелками, полнота сгорания топлива снижается.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при изготовлении лопаток турбины высокого давления для соплового аппарата газотурбинного двигателя. При обработке заготовок лопаток соплового аппарата оцифровывают указанные заготовки оптической системой, собирают оцифрованные модели заготовок лопаток в колесо соплового аппарата, задают ось вращения каждой модели заготовки лопатки, задают номинальную площадь проходного сечения межлопаточного канала и вычисляют номинальную суммарную площадь межлопаточных каналов соплового аппарата.

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины.

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент.

Изобретение относится к высоконагруженным дискам турбин или компрессоров, применяемых в авиационных и наземных газотурбинных двигателях. Высоконагруженный диск турбины или компрессора содержит ступицу с замкнутой полостью.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения. Силовая свободная турбина включает в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным кольцом и статорным фланцем лабиринта.

Изобретение относится к области литейного производства. Вытопленный модельный состав подают в бункер-отстойник.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с рабочими колесами биротативного вентилятора.

Изобретение относится к области обработки металлов резанием и может быть использовано для формообразования радиальных торцевых канавок на деталях турбины газотурбинного двигателя на профилешлифовальных станках с числовым программным управлением (ЧПУ).

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбины, содержащая корпус опоры с установленными внутри корпуса внешним и внутренним упругими элементами с щелевой масляной полостью между ними, а также разделяющую масляную и воздушную полости обечайку, при этом внешняя поверхность корпуса опоры выполнена цилиндрической с установленным на ней телескопически в осевом направлении внутренним фланцем обечайки с уплотнительным элементом в кольцевой канавке, а щелевая масляная полость соединена равномерно расположенными по окружности каналами с кольцевыми канавками подвода масла в двух радиальных плоскостях.

Изобретение относится к литейному производству. Поверхности модельного блока очищают от смазок и загрязнителей водным раствором моющих средств.

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке и эксплуатации всех типов газотурбинных двигателей (ГТД), к способам доставки измерительного элемента в заданную позицию при замерах параметров газового потока, к проведению инженерных и сертификационных испытаний ГТД, к верификации расчетных моделей узлов двигателей.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство.

Изобретение относится к форсункам для распыления жидкости и может быть использовано в авиадвигателестроении, а также на других промышленных объектах, где требуется распыление жидкости. Центробежно-струйная форсунка включает корпус и завихрительную камеру.
Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для автоматизированного измерения фактической минимальной площади проходного сечения проточной части межлопаточных каналов сопловых аппаратов турбин, роторов компрессоров.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно к конструкциям основных камер сгорания. Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевой топливный коллектор, установленный вокруг внешней стороны корпуса камеры сгорания, и множество кронштейнов крепления кольцевого коллектора.
Наверх