Газообразной, например воздухом (F02C7/18)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам)
(3070)
F02C7/18 Газообразной, например воздухом(41)
Силовая установка с усовершенствованной конструкцией опоры воздушно-масляной системы охлаждения // 2793374
Изобретение относится к силовой установке (200) для летательного аппарата, содержащей газотурбинный двухконтурный двигатель (1) и пилон (202) подвески газотурбинного двигателя. Газотурбинный двигатель содержит воздушно-масляную систему охлаждения (30), расположенную в межконтурном отсеке (22), ограниченном в направлении радиально наружу межконтурным обтекателем (20).
Объектом изобретения является устройство (101) удержания по меньшей мере одной охлаждающей трубы (120) системы (100) охлаждения картера (10) газотурбинного двигателя, при этом картер (10) расположен вокруг осевого направления (Х) газотурбинного двигателя, при этом устройство (101) удержания содержит крепежный лист (104), выполненный с возможностью соединения с картером (10), и элемент (160) удержания охлаждающей трубы (120), при этом упомянутое устройство (101) удержания отличается тем, что содержит средство (183,150,170) регулирования, выполненное с возможностью регулирования относительного положения упомянутого элемента (160) удержания по отношению к упомянутому крепежному листу (104) и с возможностью демпфирования относительного движения между элементом (160) удержания и крепежным листом (104).
Камера сгорания газовой турбины // 2776139
Изобретение относится к конструкции камеры сгорания газовой турбины и, в частности, относится к технологии, которая эффективно применяется в конструкции торцевой рамы переходного отсека, и более детально - к охлаждающим отверстиям переходного отсека.
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2769743
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей различного назначения. Воздух, предназначенный для охлаждения рабочих лопаток 10 в рабочем колесе турбины 2, отбирают из воздушного тракта 18 за ротором компрессора 1 через входы 17 в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 и подают в воздушные каналы 14 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 19 в аппарат закрутки 8.
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.
Теплозащитный экран (60) для газотурбинного двигателя (10) содержит основной корпус (61), имеющий первую поверхность (70) и вторую поверхность (72), причем первую поверхность (70) подвергают воздействию горячего рабочего газа при использовании, множество стенок (74 76, 78, 80), выступающих от второй поверхности (72), и соударительную пластину 86).
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Группа изобретений направлена на повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации радиальных зазоров и расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через входную полость (22) в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через сопловые лопатки (21) во входную полость (22) и далее в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.
Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации газоперекачивающего агрегата типа ГПА-Ц-25СД/100-1,35М (далее - ПА) с приводом от газотурбинного двигателя (далее - ТД) ДУ80Л1 или ДН80Л1.
Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2730558
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и турбину низкого давления 5. Для решения задачи повышения экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура наружный корпус 9 двигателя состоит из наружной 13 и внутренней 14 соосных кольцевых стенок, между которыми расположены винтовые ребра 15 в количестве не менее трех штук, которые делят кольцевую полость между стенками 13 и 14 на винтовые каналы 16 для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины высокого давления.
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям, и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках. Газотурбинный двигатель внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия содержит центробежный компрессор (1), газовую центростремительную турбину (2) и камеры сгорания (3).
Камера сгорания газовой турбины снабжена переходным отсеком в сборе в камере сгорания, включающим в себя переходный отсек, раму, размещенную с нижней по потоку стороны переходного отсека (со стороны выпускного отверстия), и уплотнительным элементом, размещенным на соединительном участке рамы и участка лопатки статора со стороны турбины, для предотвращения прохождения сжатого воздуха из компрессора в сторону турбины через зазор на соединительном участке, причем на внешней окружной поверхности рамы выполнен выступающий элемент, а на уплотнительном элементе выполнен механизм подавления перемещения, который соответствует выступающему элементу и служит для подавления возможного перемещения уплотняющего элемента и в который вставлен выступающий элемент, за счет чего обеспечивается закрепление уплотнительного элемента на раме.
Предлагается прокладочное кольцо (341) для камеры сгорания (320) газотурбинного агрегата (100). Прокладочное кольцо (341) включает нижнее основание (352) и буртик (351).
Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к охлаждению газотурбинного привода. Способ охлаждения трансмиссии газотурбинного привода и элементов КИП с использованием охлажденного воздуха, в котором направляют охлаждающий воздух в корпус трансмиссии, регулируют давление воздуха, эжектируют холодный воздух, охлаждают поток воздуха путем смешивания, охлаждают вал трансмиссии, разделяют смешанный охлажденный поток воздуха на две части, направляют одну часть по двум магистралям в коллектор всасывания полумуфты свободной турбины, подают вторую часть потока на полумуфту трансмиссии с другой стороны и далее на вентиляцию застойных зон во внутреннем кольцевом пространстве улитки отвода газов, смешивают оба потока и подают внутрь замкнутого кольцевого пространства для наддува зазоров на внутреннем стыке свободной турбины с улиткой отвода газов.
Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 с двигателем АЛ-31СТН как способ снижения температуры воздуха между корпусом силовой турбины двигателя АЛ-31СТН и внутренним корпусом улитки ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 в системе отвода продуктов сгорания.
Изобретение относится к устройству охлаждения корпуса турбины газотурбинного двигателя, содержащему множество коллекторов (16’), выполненных с возможностью нагнетания воздуха на корпус турбины. При этом коллекторы расположены рядом друг с другом, и каждый коллектор содержит основное кольцо (161), в котором циркулирует воздух, при этом основное кольцо (161) содержит отверстия (17’), выполненные с возможностью нагнетания воздушного потока в направлении корпуса турбины.
Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей. Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки содержит многосекционный кольцевой рекуперативный теплообменник, размещенный в потоке охлаждающего воздуха проточной части второго контура газотурбинной установки и состоящий из механически связанных между собой унитарных секций с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха из проточной части первого контура, равномерно расположенных по площади поперечного сечения проточной части второго контура и представляющих собой пучок полых трубчатых теплообменных элементов, выполненный за одно целое, расположенный вдоль проточной части второго контура и сообщенный с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха.
Камера сгорания газовой турбины // 2669883
В изобретении предложена камера сгорания газовой турбины и, в частности, камера сгорания, включающая в себя множество камер сгорания, предназначенных для смешивания и сжигания топлива и воздуха и соединенных между собой пламяпередающим патрубком.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.
Сборка турбины в турбинном двигателе // 2638114
Изобретение относится к энергетике. Сборка турбины в турбинном двигателе, имеющая внешний корпус, внутренний корпус, кольцевой путь отработанного газа, определяемый между внешней и внутренней стенками пути потока, а также полость выхлопного кожуха турбины.
Изобретение относится к области блочно-модульных газотурбинных установок морского базирования. Теплоизолирующий кожух судового газотурбинного двигателя содержит судовой газотурбинный двигатель с повернутым относительно оси двигателя выхлопным конфузорным патрубком с выхлопным срезом на уровне основания выхлопной трубы, входной вентиляционный патрубок, выходной патрубок кожуха, соединенный.
Объектом изобретения является способ контроля вентиля в газотурбинном двигателе, при этом упомянутый вентиль производит переключение в ответ на команду (С), переданную в определенный момент (t0), при этом упомянутый способ содержит этап (Е2) вычисления первой формы (S1) временного сигнала (S(t)) на основании изменения переменной состояния (Р) упомянутого газотурбинного двигателя, реагирующей на переключение упомянутого вентиля, затем этап (Е6) применения теста сигнатуры переключения вентиля к второй форме (S2) упомянутого сигнала (S(t)), отличающийся тем, что содержит так называемый этап (Е5) десенсибилизации, на котором упомянутую вторую форму (S2) сигнала вычисляют на основании первой формы (S1) сигнала.
Газогенератор газотурбинного двигателя // 2634981
Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.
Система управления температурой обоймы лопастей для использования в газотурбинном двигателе. Система управления включает в себя первый источник охлаждающего воздуха, второй источник охлаждающего воздуха, а также систему управления температурой воздуха.
Газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания, турбину и систему воздушного охлаждения, которая содержит, по меньшей мере, одну первую магистраль воздушного охлаждения, которая идет от первой ступени давления компрессора к турбине, и, по меньшей мере, одну вторую магистраль воздушного охлаждения, которая идет от более высокой второй ступени давления компрессора к турбине.
Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина на базе авиационного двигателя содержит воздухозаборную камеру, компрессор, содержащий воздухозаборное устройство, сообщающееся с указанной камерой, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую турбину.
Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2618993
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 авиационным силовым установкам. Авиационная силовая установка состоит из входного устройства (1), турбокомпрессора (2) с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства (3).
Cпособ относится к определению параметров охлаждающего потока хладагента, подаваемого через газовую турбину. Способ может включать прием сигнала, связанного с первым параметром продукта сгорания в определенном местоположении внутри зоны горения газовой турбины, прием сигнала, связанного со вторым значением параметра продукта сгорания в определенном местоположении ниже по направлению потока от зоны горения, сравнение первого и второго значений параметра продукта сгорания и определение параметра охлаждающего потока хладагента на основе сравнения первого и второго значений.
Силовая установка состоит из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства. Турбокомпрессор имеет степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины.
Канал для охлаждения корпуса // 2599413
Турбина, в частности газовая турбина, содержит внутренний корпус, предназначенный для установки по меньшей мере одной статорной лопатки турбинной ступени, и наружный корпус, расположенный вокруг внутреннего корпуса таким образом, что образуется наружный охлаждающий канал между внутренним корпусом и наружным корпусом.
Газотурбинный двигатель, имеющий продольную ось, определяющую аксиальное направление двигателя, содержит компрессорную секцию, секцию сжигания, содержащую множество устройств для сжигания, турбинную секцию, кожух и систему рециркуляции воздуха оболочки.
Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).
Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины // 2583492
Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал.
Газотурбинный двигатель // 2567890
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор.
Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания.
Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения турбины.
Газотурбинный двигатель // 2553919
Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.
Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент.
Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.
Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним.
Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2490490
Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой. .
Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). .
Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку. .
Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2459967
Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей. .
