Патенты принадлежащие Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") (RU)
Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий полые сопловые лопатки с наружными и внутренними полками, расположенные в проточной части турбины, наружный корпус, образующий с наружными полками кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями сопловых лопаток, сообщенных, в свою очередь, с проточной частью турбины, внутреннее кольцо, образующее с внутренними полками кольцевую полость, сообщенную с кольцевой полостью, образованной диском ротора турбины высокого давления, диском ротора турбины низкого давления и внутренним кольцом, при этом хвостовик каждой сопловой лопатки выполнен типа «цапфа», полым, с внутренней цилиндрической поверхностью, согласно изобретению кольцевая полость, образованная наружным корпусом и наружными полками сообщена с проточной частью компрессора высокого давления через теплообменник, при этом статор дополнительно содержит кольцевой экран, установленный на наружном корпусе и образующий с ним кольцевую полость, сообщенную с думмисной полостью двигателя, полые трубчатые элементы, радиально установленные во внутренних полостях части сопловых лопаток и сообщающие кольцевую полость, образованную кольцевым экраном и наружным корпусом, с кольцевой полостью, образованной внутренним кольцом и внутренними полками, заглушки, установленные в полых хвостовиках сопловых лопаток без полых трубчатых элементов, причем каждый полый трубчатый элемент соединен с наружным корпусом посредством сферического шарнирного соединения, а с внутренней цилиндрической поверхностью соответствующего ему хвостовика контактирует сферическим буртиком, выполненном на концевом участке его наружной поверхности.
Изобретение относится к способу имитации на газогенераторе (включает компрессор высокого давления, основную камеру сгорания, турбину высокого давления) с наружным контуром и раздельным входом различных режимов работы двухконтурного турбореактивного двигателя, что позволяет подавать воздух с различными параметрами по давлению и температуре во внешний и внутренний контур первого.
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2792502
Изобретение относится к системам охлаждения турбин газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки, включающие разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки каналы охлаждения.
Изобретение относится к способам испытаний турбореактивного двигателя для определения основных параметров при настройках ограничителей, не превышающих максимально допустимых значений. При реализации способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления, а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением относительно исходной, затем проводят испытания репрезентативного количества двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение тяги и частот вращения роторов низкого и высокого давления, затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение тяги.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ обнаружения помпажа и вращающегося срыва компрессора характеризуется тем, что измеряют характерный параметр Пк работы компрессора, формируют среднее значение ПкСР параметра Пк фильтром низкой частоты, формируют сигнал ПкВЧ высокочастотной составляющей параметра Пк фильтром высокой частоты, формируют средний уровень абсолютного значения сигнала ПкВЧ высокочастотной составляющей параметра, вычисляют отношение () величины к среднему значению ПкСР параметра, и при превышении отношения первого заранее определенного порога формируют сигнал на первом сигнализаторе, формируют отклонение ΔПк параметра от его среднего значения ПкСР, вычисляют отношение (ΔПк/ПкСР) отклонения ΔПк к среднему значению параметра, и при снижении отношения ΔПк/ПкСР ниже второго заранее определенного порога формируют сигнал на втором сигнализаторе, а при наличии любого из сигналов сигнализаторов формируют сигнал помпажа/вращающегося срыва компрессора, в соответствии с которым включают средства ликвидации помпажа и вращающегося срыва компрессора.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем рассчитывают номинальный расход Gном топлива для каждого коллектора форсажной камеры сгорания и подают топливо в коллекторы, заранее выбирают для каждого коллектора расход Gзап заполнения топливом, в процессе работы двигателя для каждого из коллекторов рассчитывают время τзап заполнения коллектора в зависимости от его расхода Gзап заполнения топливом, заранее определяют темп dGт/dt изменения расхода топлива, в течение времени τзап заполнения коллектора дозируют в коллектор выбранный расход Gзап заполнения топливом, затем изменяют расход в коллектор с определенным темпом dGт/dt до величины соответствующего номинального расхода Gном и дозируют номинальный расход Gном топлива в коллектор.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором рассчитывают расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, подают в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания расход GтЗАП форсажного топлива, управляют агрегатом зажигания форсажной камеры сгорания и контролируют розжиг форсажной камеры сгорания, при этом по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором дополнительно рассчитывают основной расход GтОСН форсажного топлива в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания, до момента подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, а после подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор основной расход GтОСН.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ запуска камеры сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что измеряют частоту n вращения ротора двигателя и температуру Тт газов за турбиной ГТД посредством термопары, вычисляют первую производную Тт' по времени температуры газов за турбиной и формируют сигнал температуры Тткор газов за турбиной в соответствии с заданным соотношением, формируют заданный расход Gтзад топлива в КС ГТД в зависимости от частоты вращения ротора, устанавливают расход Gтзап топлива для запуска КС ГТД равным Gтзад.
Масляная система газотурбинного двигателя // 2786876
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройству масляной системы газотурбинного двигателя (ГТД). Масляная система ГТД содержит масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщающиеся через систему суфлирующих магистралей с суфлером.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно, к регулируемым в процессе сборки и нерегулируемым в работе выходным устройствам плоских реактивных сопел.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления подачей топлива в камеру сгорания многовального газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что выбирают не менее двух регулируемых параметров работы двигателя, в процессе работы двигателя измеряют текущие значения каждого из регулируемых параметров работы ГТД, температуру Твх воздуха на входе в ГТД и положение рычага управления двигателем (РУД), для каждого из выбранных регулируемых параметров формируют их максимально допустимые значения, из выбранных регулируемых параметров выбирают те, для которых формируют их минимально допустимые значения и для каждого из этих выбранных регулируемых параметров в зависимости от положения РУД формируют заданное значение регулируемого параметра в диапазоне от минимального до максимального допустимых значений этого регулируемого параметра, измеряют отклонения текущих значений регулируемых параметров от их максимально допустимых и заданных значений, и для каждого из отклонений формируют скорость изменения расхода топлива для устранения отклонения регулируемого параметра, выбирают максимальное и минимальное значение из скоростей изменения расхода топлива, формируют расход топлива в ГТД путем интегрирования выбранной скорости dG изменения расхода топлива и подают сформированный расход топлива в камеру сгорания ГТД.
Изобретение относится к антенной технике, а именно, к устройствам для снижения уровня обратного радиолокационного сигнала от воздухозаборника самолетного двигателя. Технический результат - снижение уровня радиолокационных отражений от видимых вращающихся частей двигателя при облучении и задание направления потока воздуха для улучшения аэродинамических характеристик.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). В маслосистеме, содержащей маслобак с горизонтальной перегородкой, разделяющей его на циркуляционный отсек в нижней части маслобака и отсек свободного объема в верхней части маслобака, масляный фильтр, корпус которого закреплен в горизонтальной перегородке, магистраль подвода масла с теплообменником, сообщенную с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, сифонный затвор, восходящая часть петли которого образована магистралью подвода масла, а нисходящая часть петли сифонного затвора образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра, жиклер, трубу суфлирования, установленную в отсеке свободного объема, согласно настоящему изобретению, труба суфлирования снабжена рубашкой охлаждения, сообщенной патрубком с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, а трубками - с циркуляционным отсеком, причем один конец патрубка встроен в верхнюю часть боковой стенки корпуса масляного фильтра, а другой его конец снабжен жиклером.
Способ автоматизированного определения периодичности рельефа изломов разрушенных материалов // 2783064
Использование: для автоматизированного определения периодичности рельефа изломов разрушенных материалов. Сущность изобретения заключается в том, что посредством растрового электронного микроскопа исследуют излом разрушенного образца и получают изображение его участка с усталостными бороздками, образованными в структуре исследуемого разрушенного образца, после чего анализируют изображение на электронно-вычислительной машине с помощью одномерного преобразования Фурье.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС) заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором высокого давления, положению рычага управления двигателем управляют расходом топлива в форсажную камеру сгорания, при этом по измеренным значениям давления воздуха в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение π отношения давлений в заданных сечениях, формируют номинальное значение πном отношения давлений в заданных сечениях, устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным πном, сравнивают заданное значение πзад отношения давлений с текущим значением π и по величине отклонения π от πзад, полученного в результате сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, при этом при включении в работу каждого топливного коллектора ФКС на время его заполнения устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным предварительно выбранному для нормальных условий для соответствующего топливного коллектора ФКС значению отношения давлений в заданных сечениях двигателя.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам управления угловым положением поворотных направляющих лопаток компрессора газотурбинного двигателя (ГТД). Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве управления направляющими аппаратами компрессора газотурбинного двигателя, содержащем цилиндрическую втулку, по меньшей мере на участке внутренней поверхности которой выполнен слой графита, установленную и жестко закрепленную в промежуточном корпусе, в которой установлена ось, на которой жестко закреплены два рычага, один из которых соединен со штоком силового цилиндра, а второй - с приводом направляющих аппаратов, при этом на участке наружной поверхности оси, расположенном непосредственно в зоне контакта втулки и оси выполнено, по меньшей мере, одно отверстие и/или канавка, в котором установлен, по меньшей мере, один графитовый элемент, подпружиненный к внутренней поверхности втулки с помощью пружины.
Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя для обеспечения ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной в регуляторе двигателя, не превышающих максимально допустимых значений.
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно, к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, расположенные в проточной части.
Изобретение относится к области металлургии, а именно к литейным жаропрочным никелевым сплавам, предназначенным для литья деталей газовых турбин с монокристальной структурой с рабочей температурой до 1100°С и выше.
Маслосистема газотурбинного двигателя // 2770594
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Технический результат - упрощение конструкции, уменьшение габаритов и веса маслобака.
Изобретение относится к области авиастроения газотурбинных двигателей, в частности к системам для испытаний авиационных двигателей при их создании, доводке на этапах опытно-конструкторских работ, эксплуатации, ремонте и сервисном обслуживании, предназначенным для повышения эффективности экспериментальной доводки двигателей.
Изобретение относится к области металлургии - к производству литейных жаропрочных никелевых сплавов, предназначенных для литья лопаток и других ответственных деталей газовых турбин, имеющих монокристальную структуру.
Изобретение относится к области турбо- и авиадвигателестроения, а именно к двухканальным топливным форсункам камер сгорания, обеспечивающим подачу жидкого топлива в камеру сгорания турбомашины, в частности газотурбинного двигателя.
Способ эксплуатации газотурбинной установки // 2774563
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, а именно к диагностике температурного состояния деталей для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. Способ эксплуатации газотурбинной установки включает диагностику температурного состояния деталей.
Способ эксплуатации газотурбинной установки // 2774561
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, а именно к оценке технического состояния установок или ее отдельных узлов для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации установки.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами, установленными со стороны проточной части в корпусе, а также на боковых стенках и дозвуковых створках и жестко зафиксированными на корпусе, боковых стенках и дозвуковых створках соответственно, с образованием тракта охлаждения между теплозащитными экранами и упомянутыми конструктивными элементами, вход в который сообщен с наружным контуром двигателя, при этом каждая из дозвуковых и сверхзвуковых створок, выполнена в поперечном разрезе в форме тупого угла, вершина которого направлена от проточной части, кроме того, каждая дозвуковая створка выполнена из центральной и двух боковых частей, жестко соединенных по близлежащим торцам, при этом близлежащие поверхности дозвуковых и сверхзвуковых створок, расположенных вдоль осей их шарнирных соединений, выполнены коническими, кроме того, на наружной поверхности каждой дозвуковой створки выполнены продольные, поперечные и наклонные относительно направления газового потока ребра жесткости, установленные под углом к продольным и поперечным ребрам жесткости, а также кронштейны с проушинами для соединения с механизмами управления и сверхзвуковыми створками, установленные вдоль центральных частей дозвуковых створок, при этом каждая из дозвуковых створок шарнирно соединена с боковыми стенками, кроме того, на дозвуковой створке, вдоль нее, выполнены по меньшей мере один ряд отверстий, в которые установлены втулки, а также по меньшей мере два ряда крючкообразных зацепов со стороны ее внутренней поверхности.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также элементы внешнего обвода и систему управления створками.
Способ управления газотурбинным двигателем // 2778418
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, применяемыми в составе газотурбинных установок для привода электрогенераторов.
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления. Техническая проблема изобретения заключается в повышении надежности системы управления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, верхние и нижние дозвуковые створки и верхние и нижние сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные с соответствующими дозвуковыми створками, а также боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами и уплотнительными элементами.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, систему управления створками, соединенную со створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также механизмы управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопловых лопаток турбины газотурбинного двигателя (ГТД). Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха.
Роторно-лопастной привод // 2771588
Изобретение относится к роторно-лопастному приводу, в котором в качестве рабочего тела могут применяться как газообразные рабочие тела, так и жидкости с повышенным давлением. Организация перемещения рабочего тела между объемами привода от впуска свежего заряда из коллектора до выпуска отработанных газов осуществляется за счет разности давлений в полостях деталей и узлов при их взаимосвязанном вращательном движении относительно друг друга общим приводом ротора 2, который выполняет комплексную функцию золотника - механизма газораспределение по фазам рабочего цикла.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Техническим результатом, достигаемым заявленным устройством, является снижение потерь при протекании газа внутри проточной части и внешнем обтекании регулируемого сопла за счет увеличения жесткости элементов его конструкции с сохранением параметров его регулирования, что увеличивает его КПД и газотурбинного двигателя в целом.
Изобретение относится к контрольно-измерительной технике, в частности к области методов контроля толщины покрытий в установках электронно-лучевого испарения. Способ непрерывного контроля толщины напыляемой на лопатки керамики заключается в определении толщины напыляемого покрытия по контрольному образцу, размещенному в одной камере с лопатками.
Устройство выравнивания нагрузки // 2761258
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к устройствам выравнивания нагрузки. Устройство содержит дозирующий кран (1) с количеством каналов дозирования, равным количеству подключаемых параллельно насосов (7, 8), с пружиной (2) в одной из торцевых полостей золотника крана (1), возвращающей золотник в открытое положение; регулятор перепада давления (3) на кране (1) по каналу насоса с минимальным давлением, регулирующая кромка которого подключена к пружинной полости золотника крана (1); селектор минимального давления (4) для подключения регулятора перепада давления на кране (1) к каналу насоса с минимальным давлением; и регуляторы перепада давления (5, 6) в каждом канале крана (1), установленные в магистралях подключения насосов (7, 8) к крану (1) для выравнивания давления на входах в каналы крана (1).
Изобретение относится к конструированию стендов для испытания трубопроводов на усталостную прочность, содержащих специальные приспособления для закрепления трубопроводов на вибростенде, в частности трубопроводов турбомашин.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит две боковые стенки, донную часть, верхнюю часть и центральное тело, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости, центральное тело выполнено вертикальным и в сечении этой плоскостью асимметричным, площадь сечения центрального тела горизонтальной продольной плоскостью, а также плоскостью, параллельной ей и пересекающей выходную кромку, имеет в выходной части клиновидную форму, при этом со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности верхней части, центрального тела и донной части сформированы плоскими гранями с переходами между последними, при этом выходные кромки верхней части и донной части реализованы стреловидными или выполнены клиновидной формы, угол при вершине которых является тупым, а сами вершины смещены вдоль проточной части соответствующим порядком, притом данные вершины соединены выходной кромкой центрального тела, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали и расширяющимися в горизонтальном направлении.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно к нерегулируемым выходным устройствам плоских реактивных сопел. Выходное устройство плоского реактивного сопла содержит донную часть, верхнюю часть, две боковые стенки с закрепленным на них горизонтальным центральным телом, образующие каналы проточной части, согласно изобретению выходное устройство выполнено симметрично относительно вертикальной продольной плоскости и имеет в выходной части клиновидную форму, при этом указанная площадь выполнена асимметричной, также со стороны каналов проточной части поверхности боковых стенок выполнены поверхностями второго порядка, а поверхности центрального тела, верхней части и донной части сформированы плоскими гранями, причем поверхности верхней части и донной части имеют по два перегиба с каждой стороны относительно плоскости симметрии, угол при вершине которых является тупым, вершины смещены вдоль проточной части, при этом расстояние между второй и третьей вершинами по меньшей мере в два раза больше, чем между первыми двумя вершинами, при этом каналы проточной части вдоль центрального тела выполнены сужающимися по вертикали до вторых перегибов верхней части и донной части соответственно, при этом расширяющимися в направлении боковых стенок.
Сопловой аппарат (СА) турбины высокого давления (ТВД) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) содержит наружное и внутреннее кольца соплового аппарата, соединенные с наружным и внутренним корпусом камеры сгорания соответственно, венец сопловых лопаток с наружными и внутренними полками, соединенными с наружным и внутренним кольцами соплового аппарата соответственно, причем в пере каждой из сопловых лопаток выполнен продольный охлаждающий канал, сообщенный с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, а также с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, при этом, согласно настоящему изобретению, с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, охлаждающий канал каждой из лопаток сообщен посредством двух втулок, соединенных между собой телескопически, с возможностью радиального смещения друг относительно друга, одна из которых установлена в отверстии наружного кольца соплового аппарата и зафиксирована относительно наружного кольца соплового аппарата посредством выполненных на ее наружной поверхности двух диаметрально расположенных выступов, заведенных в кольцевые пазы наружного кольца соплового аппарата, выполненные со стороны наружного диаметра последнего, а также контровочной шайбы, а другая втулка выполнена со стороны наружной поверхности наружной полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, при этом с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, охлаждающий канал каждой из сопловых лопаток сообщен посредством трубчатого элемента, закрепленного в отверстии внутреннего кольца соплового аппарата посредством шарнирного соединения и втулки, выполненной со стороны внутренней поверхности внутренней полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, и соединенной с трубчатым элементом посредством шарнирного соединения, кроме того, наружные полки венца сопловых лопаток зафиксированы в наружном кольце соплового аппарата в радиальном направлении посредством выполненного на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны выходной кромки пера, Г-образного выступа, вставленного концевым участком в кольцевой паз наружного кольца, выполненный со стороны внутреннего диаметра последнего, а также выполненных на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны входной кромки пера, двух П-образных выступов, разнесенных друг относительно друга в окружном направлении, в пазы которых заведена торцовая часть наружного кольца, при этом на наружном диаметре внутреннего кольца соплового аппарата выполнен кольцевой паз, а со стороны внутренней поверхности каждой из внутренних полок венца сопловых лопаток выполнено по ответному пазу, в которых установлен кольцевой упругий элемент, перекрывающий поток воздуха из компрессора высокого давления в проточную часть турбины высокого давления.
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам испытаний при их создании, экспериментальной доводке характеристик опытного и промышленного экземпляров и эксплуатации. Предложен способ, включающий нормированное изменение поля температур перед и за камерой сгорания при изменении режима работы двигателя и длительной ресурсной наработке.
Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может найти применение в двигателях авиационного и наземного применения. В узле соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащем вал компрессора высокого давления и вал турбины высокого давления, соединенные посредством фланцевого соединения, в котором концы фланцев направлены внутрь валов и зубчатого соединения Хирта, а именно: на торцах фланцев валов по окружности выполнены два ряда радиальных зубьев, между которыми выполнена кольцевая канавка с плоским дном, в котором выполнены сквозные отверстия, в которых в свою очередь с радиальными зазорами установлены болты, при этом между внутренними поверхностями фланцев валов установлен кольцевой элемент, контактирующий участком своей наружной поверхности с внутренней поверхностью фланца вала компрессора высокого давления, а между внутренней поверхностью фланца вала турбины высокого давления и наружной поверхностью кольцевого элемента образован зазор, причем со стороны наружной поверхности кольцевого элемента выполнена кольцевая канавка, в которой с радиальным зазором установлено разрезное кольцо, контактирующее наружной поверхностью с участком внутренней поверхности фланца вала турбины высокого давления, кроме того, кольцевой элемент жестко зафиксирован относительно фланца вала компрессора высокого давления посредством фланца с отверстиями под упомянутые болты, выполненного с кольцевым элементом за одно целое и установленного между шляпками болтов и близлежащим торцом фланца вала компрессора высокого давления, при этом на болтах установлены самоконтрящиеся гайки, контактирующие по торцам с натягом с фланцем вала турбины высокого давления.
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2755451
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам для газотурбинных установок. В охлаждаемой турбине ГТД, содержащей наружный корпус с раздаточным коллектором и установленные в наружном корпусе сопловые лопатки с наружными полками, колесо с рабочими лопатками, каждая из которых снабжена бандажной полкой с передним и задним зубьями, надроторные вставки, установленные в наружном корпусе в области над рабочими лопатками, с образованием между наружным корпусом и надроторными вставками первой кольцевой полости и контактирующими участками своих внутренних поверхностей с участками наружных поверхностей наружных полок сопловых лопаток, при этом на торцах надроторных вставок, обращенных к наружным полкам сопловых лопаток, выполнено по выступу, над которыми в кольцевой канавке, выполненной в наружном корпусе, установлено разрезное упругое кольцо, кроме того, между наружными поверхностями бандажных полок с зубьями, внутренними поверхностями надроторных вставок и торцами наружных полок сопловых лопаток образована вторая кольцевая полость, согласно настоящему изобретению для двухконтурного газотурбинного двигателя между наружными полками сопловых лопаток и надроторными вставками под упомянутыми осевыми выступами надроторных вставок выполнена третья кольцевая полость, а между наружным корпусом и наружными полками сопловых лопаток выполнена четвертая кольцевая полость, сообщенная с раздаточным коллектором посредством каналов, выполненных в наружном корпусе, а со второй кольцевой полостью - посредством каналов, выполненных в наружных полках сопловых лопаток, при этом в первой кольцевой полости установлен экран, разделяющий ее на пятую и шестую кольцевые полости, причем пятая кольцевая полость сообщена с проточной частью второго контура газотурбинного двигателя посредством каналов, выполненных в наружном корпусе, а со второй кольцевой полостью - посредством каналов, выполненных в надроторных вставках и направленных в область за задними зубьями бандажных полок, а шестая кольцевая полость сообщена с четвертой кольцевой полостью через последовательно сообщенные друг с другом каналы, выполненные в надроторных вставках, третью кольцевую полость и дополнительные каналы, выполненные в наружных полках сопловых лопаток, а также со второй кольцевой полостью посредством дополнительных каналов, выполненных в надроторных вставках и направленных в область между передним и задним зубьями бандажных полок.
Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2755449
Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное:
где Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто, а Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к конструкциям уплотнений между соседними деталями в виде полок сопловых лопаток и/или полок рабочих лопаток и/или надроторных проставок.
Изобретение относится к области двигателестроения. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези, в которых установлен упругий кольцевой элемент, выполненный разборным, причем между лопатками в зазорах между внутренним кольцом и упругим кольцевым элементом установлено по упругому распорному элементу, с контактом по их близлежащим поверхностям, при этом со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов, обращенной к турбине газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу, концевые участки которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия, выполненные в ее боковой стенке, причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента, кроме того, на осевых выступах упругих распорных элементов выполнено по радиальному выступу, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости.
Изобретение относится к области реактивной техники, в частности к области диагностирования, ремонта, приемки и поставки газотурбинных двигателей для воздушных судов и энергетических установок, работающих на жидком и газообразном топливах.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (далее ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах.
