Патенты принадлежащие Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") (RU)
Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя включает эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (nMAX) и температуры газов (ТгОГР) на максимальном режиме работы двигателя.
Изобретение относится к области авиации, точнее к воздушно-реактивным двигателям с форсажной камерой. Стабилизатор пламени форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя содержит консольные радиальные элементы и узел подвеса.
Изобретение относится к области авиации, точнее к газотурбинным двигателям (ГТД) с адаптивной форсажной камерой (АФК). Адаптивная форсажная камера ГТД содержит корпус с шарнирно закрепленными на нем поворотными и фиксирующимися в радиальном направлении стабилизаторами пламени, снабженными, по меньшей мере, одной парой боковых ответвлений.
ПОВОРОТНЫЙ СТАБИЛИЗАТОР ПЛАМЕНИ АДАПТИВНОЙ ФОРСАЖНОЙ КАМЕРЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2786873
Изобретение относится к области авиации, точнее, к газотурбинным двигателям с адаптивной форсажной камерой (АФК). Поворотный стабилизатор пламени адаптивной форсажной камеры двухконтурного газотурбинного двигателя содержит корпус с каналом подвода топливовоздушной смеси и перфорацией в задней по потоку стенке, шарнирный узел подвеса к корпусу форсажной камеры, выполненный в корневой части корпуса, окно для входа топливовоздушной смеси.
СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ // 2786870
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок. На ряде исправных газотурбинных установок, содержащих газогенератор и силовую турбину, фиксируют в заданном диапазоне частот вращения роторов зависимости изменения частоты вращения и амплитуд вибраций корпусов газогенератора и силовой турбины от времени на выбеге роторов при останове газотурбинной установки.
Изобретение относится к устройствам для тарировки датчиков для статических испытаний деталей и узлов авиационных газотурбинных двигателей. Универсальное устройство тарировки датчиков для статических испытаний содержит по меньшей мере один тензометрический датчик и один датчик перемещения, подложку, чувствительный элемент, средство измерения и средство нагружения, при этом чувствительный элемент состоит из основания, соединенного с подложкой с помощью переходного элемента, одной консольной балки, средство нагружения установлено на подложке с возможностью воздействия на консольную балку чувствительного элемента, а средство измерения содержит устройство подсветки, установленное на подложке, и окуляр с градуировочной шкалой, соединенный с подложкой с помощью средства соединения.
Изобретение относится к форсажной камере сгорания авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей и способу её работы. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки.
Использование: для исследования радиопоглощающих свойств покрытий. Сущность изобретения заключается в том, что устройство для исследования радиопоглощающих свойств покрытий содержит средство фиксации, при этом радиопоглощающие покрытия нанесены на четыре металлические пластины, между которыми заключен по меньшей мере один съемный отражатель, причем металлические пластины образуют усеченную полую пирамиду с параллельными прямоугольными основаниями, двумя боковыми гранями и входным и выходным отверстиями, которые ограничены основаниями и двумя противоположными боковыми гранями пирамиды, торцы пластин со стороны входного отверстия выполнены скругленными и выпуклыми, а со стороны выходного отверстия торцы выполнены скругленными и вогнутыми, кроме того, боковые грани жестко соединены с основаниями посредством крепежных элементов, последние из которых установлены в пределах габаритов соединяемых пластин, при этом на каждом основании со стороны полости выполнено, по меньшей мере, по одному пазу под установку по меньшей мере одного съемного отражателя.
Изобретение относится к конструированию оснастки стендов для испытания трубопроводов на усталостную прочность, а именно приспособлений для закрепления трубопроводов на вибростенде, в частности трубопроводов турбомашин.
ПНЕВМАТИЧЕСКАЯ МЕТАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА // 2781564
Изобретение относится к испытаниям авиационных двигателей. Пневматическая метательная установка содержит источник (1) газа высокого давления, ствол (2) и полый поддон с метаемым телом.
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, кольцевой топливный коллектор, расположенный в проточной части и закрепленный на кольцевом элементе, выполненном разъемным из по меньшей мере трех сегментов, соседние из которых выполнены с возможностью фиксации относительно друг друга по торцам посредством соединения выступ-паз.
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно, авиационных и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД с многозонной камерой сгорания (КС).
Группа изобретений относятся к области статических лабораторных испытаний. Способ испытаний деталей и узлов турбомашины заключается в последовательном изменении уровня нагрузки и контроле нагрузки на каждой ступени, анализе процесса и прекращении нагружения до начального этапа разрушения объекта испытания.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено шестью траверсами, закрепленными на корпусе по три в верхней и нижней его части, и четырьмя соединительными устройствами, каждое из которых установлено на корпусе между траверсами.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено механизмами увеличения жесткости боковых стенок, двумя вертикальными силовыми балками, каждая дозвуковая створка шарнирно соединена с боковыми стенками.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов.
Изобретение относится к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с обечайкой, боковые стенки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС).
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ // 2774564
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД. Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора.
Изобретение относится к области электротехники, а именно к регулированию трехфазных синхронных генераторов, и может быть использовано в системах автоматического управления трехфазными синхронными генераторами, предназначенными преимущественно для авиационных систем электропитания.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя содержит маслобак, нагнетающий насос с перепускным клапаном и напорной магистралью, подключенной к магистралям подачи масла в масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов.
Изобретение относится к области турбо- и авиадвигателестроения, а именно к устройствам соединения наружных и внутренних корпусов турбомашины. Устройство для соединения внутреннего и наружного корпусов 1 и 2 турбомашины содержит тяги 3, концы которых шарнирно соединены с соответствующими кронштейнами 5 корпуса 2 и кронштейнами 4 корпуса 1, а также промежуточный кольцевой элемент 9.
Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания газотурбинной установки и способ его работы // 2757248
Группа изобретений относится к конструкции фронтового устройства камер сгорания газотурбинных установок и способу его работы. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания включает наружную, внутреннюю стенки, переднюю, разделительную и огневую стенки, горелочные устройства, закрепленные на передней, разделительной и огневой стенках, наружный и внутренние кольцевые каналы.
Перепускной клапан // 2755448
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается перепускного клапана, используемого в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для поддержания заданной величины давления подачи масла.
Изобретение относится к технике диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию заключается в сравнении фактической наработки двигателя и накопленной повреждаемости основных деталей двигателя на статических режимах работы с их предельно допустимыми значениями, определяемыми по результатам ресурсных испытаний на наземном стенде, и последующим определением остаточного ресурса двигателя и его основных деталей по результатам этого сравнения.
СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ТОПЛИВНЫХ КОЛЛЕКТОРОВ // 2746757
Стенд для испытаний топливных коллекторов относится к области испытаний топливовпрыскивающей аппаратуры, а именно к стендам для испытаний топливных коллекторов авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).
Изобретение предназначено для использования в турбомашиностроении и может найти широкое применение для снижения вибронапряжений в лопатках рабочих колес турбомашин. Проводят тензометрирование лопаток отдельного рабочего колеса турбомашины.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДВУХМОТОРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ // 2746294
Изобретение относится к силовой установке двухмоторного летательного аппарата и способу управления ей. Силовая установка включает два комбинированных двигателя, каждый из которых содержит трехконтурный турбореактивный двигатель с форсажной полостью и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и имеет два независимых воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Изобретение относится к неразрушающему контролю технического состояния газотурбинных двигателей. Способ диагностики технического состояния газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что выбирают параметры, подлежащие диагностическому контролю, текущее значение которых регистрируют на диагностируемом газотурбинном двигателе.
ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА // 2741995
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс работы, увеличить продолжительность жизненного цикла газотурбинной установки.
Изобретение относится к области машиностроения. Демпфер содержит внутренний корпус, образующий с корпусом радиальный зазор.
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ), применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода разнообразных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.).
Изобретение относится к области турбо и авиадвигателестроения. Устройство для соединения внутреннего (2) и наружного (1) корпусов турбомашины содержит механизмы соединения корпусов, каждый из которых включает кронштейны (3) с проушинами (4), жестко закрепленные на наружном корпусе, кронштейны (5), жестко закрепленные на внутреннем корпусе, тяги (8), одним концом шарнирно закрепленные в проушинах кронштейнов наружного корпуса.
Изобретение относится к области натурных испытаний в условиях работающей турбомашины. Способ определения осевой силы, действующей на ротор турбомашины в процессе ее работы, включает установку тензодатчиков на элементы опоры ротора, их градуировку, снятие сигнала с тензодатчиков, его запись и обработку.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от величины прокачки масла через гидродемпфер путем изменения уровня давления масла Рм в нагнетающей магистрали.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам роторов компрессоров и турбин. Опора ротора высокого давления газотурбинного двигателя, включающая радиально-упорный подшипник, содержащий наружное и внутреннее кольца с гладкими беговыми дорожками, маслоподводящую и отводящую системы, при этом в каждой возможной контактной области шариков и беговых дорожек под осевой нагрузкой на последних выполнена по меньшей мере одна радиальная маслопроводящая канавка.
Изобретение предназначено для использования в турбомашиностроении. Способ снижения вибрации в рабочих лопатках турбомашины заключается в том, что проводят тензометрирование лопаток отдельного рабочего колеса на работающей турбомашине, по его результатам определяют наиболее опасную резонансную частоту колебаний лопаток рабочего колеса.
Изобретение относится к удаленному мониторингу. Система удаленного мониторинга газотурбинной установки содержит датчики, передающие информацию об эксплуатационных параметрах установки на сервер нижнего уровня, который хранит и передает информацию на сервер верхнего уровня.
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОРГАНИЗАЦИИ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ РАБОТЫ НЕПРЕРЫВНО-ДЕТОНАЦИОННОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ // 2724558
Способ организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания включает подачу окислителя и жидкого топлива в виде струй и пристеночных пленок и инициирование горения. Для камеры сгорания определяют усталостную прочность ее стенок и критическую температуру, при которой она разрушается.
СПОСОБ РАБОТЫ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ // 2724557
Изобретение относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе непрерывно-детонационных камер сгорания и устройству для его реализации. Используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания.
ОПОРА ТУРБИНЫ ТУРБОМАШИНЫ // 2724074
Изобретение относится к области турбо- и авиадвигателестроения, а именно к устройствам опор турбин. Изобретение позволяет исключить возможность чрезмерной стяжки упругих элементов с возможностью контроля натяжения спиц по моменту затяжки регулировочной гайки на ключе при сборке, а также повысить удобство сборки и надежности узла и турбомашины в целом.
МАСЛОСИСТЕМА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2720054
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства масляной системы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема содержит маслобак, неприводной центробежный воздухоотделитель, размещенный внутри маслобака, и электромагнитный сигнализатор металлических частиц в масле накопительного типа.
Изобретение относится к выходным устройствам газотурбинных двигателей авиационного применения, предназначенным для отклонения вектора тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата, используемого в полете совместно с управляющими поверхностями летательного аппарата.
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных установок, работающим на газообразном углеводородном топливе и использующим в своей работе каталитические средства. Способ подготовки и сжигания топлива в камере сгорания газотурбинной установки включает подачу воздуха из-за компрессора в камеру сгорания, подачу в одну часть форсунок камеры сгорания газообразного углеводородного топлива, подачу в другую часть форсунок камеры сгорания газовой смеси, содержащей по меньшей мере СО и Н2, полученной путем смешения упомянутого газообразного углеводородного топлива с воздухом и пропусканием данной топливовоздушной смеси через предварительно нагретый катализатор.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС).
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей. Способ ресурсных испытаний газотурбинного двигателя включает разбиение рабочей области частоты вращения ротора с рабочими лопатками на несколько диапазонов и наработку в каждом диапазоне времени нагружения Т, по прохождении которой при отсутствии повреждений на рабочих лопатках делают вывод о подтверждении ресурса.
