При нежелательном положении ротора относительно статора (F01D21/04)
F01D21/04 При нежелательном положении ротора относительно статора(70)
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к конструкциям привода КПА ГТД, и может быть использовано в ГТД. На проушины КПА устанавливаются огнезащитные кожуха, которые при проведении огневых испытаний защищают проушины узла крепления КПА от непосредственного воздействия на них пламени горелки.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых вентиляторах, компрессорах и турбинах авиационных турбореактивных двигателей и наземных газотурбинных установок с целью защиты от пробиваемости при обрыве лопатки.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2.
Изобретение относится к корпусу (1) вентилятора для авиационного двигателя (2), в зоне вентилятора (3) с несколькими в основном цилиндрически расположенными и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем (4) и наружным слоем (5) расположен усиливающий слой (6) из усиленного стекловолокном синтетического материала.
Обшивка авиационного двигателя содержит несколько отвержденных слоёв препрега с различной ориентацией волокон, состоящих из нескольких сегментов с шириной, которая соответствует длине обшивки. Сегменты расположены в направлении периметра обшивки с перекрытием.
Изобретение относится к турбомашине, включающей в себя вал (12) вентилятора, приводимый в движение валом (16) турбины посредством устройства (20), предназначенного для уменьшения частоты вращения, и отличающейся тем, что она включает в себя разъединяющее средство (28), расположенное между редукторным устройством (20) и валом (16) турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства (20) от вала (16) турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства (20) на вал (16) турбины.
Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, установленный с возможностью вращения на валу (1) вентилятора, и неподвижный конструктивный элемент (2), при этом упомянутый вал (1) вентилятора и упомянутый конструктивный элемент (2) соединены между собой на уровне входного опорного подшипника (5) и выходного опорного подшипника (7) соответственно через опору (4) входного подшипника и опору (6) выходного подшипника, и устройство (3) разъединения, окружающее упомянутый вал (1) вентилятора и содержащее набор крепежных винтов (10), соединяющих опору (6) выходного подшипника с упомянутым конструктивным элементом (2) неподвижным соединением, и набор предохранительных винтов (20), соединяющих опору (4) входного подшипника с упомянутой опорой (6) выходного подшипника разрывным соединением.
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя. Внутренняя сторона (14) ограничивает проточный тракт для рабочей текучей среды газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к диску вентилятора турбореактивного двигателя, через который протекает поток газов в одном направлении протекания. Диск имеет радиальное сечение в виде шпильки, содержащее первую ветвь, выполненную с возможностью крепления на приводном валу турбореактивного двигателя, вторую ветвь, расположенную напротив первой ветви и выполненную с возможностью установки на ней множества лопаток вентилятора, и криволинейную соединительную стенку, расположенную между первой ветвью и второй ветвью.
Устройство центровки и направления во вращении вала газотурбинного двигателя включает опорный подшипник качения, содержащий наружное кольцо, опору подшипника, окружающую наружное кольцо, обойму, установленную между наружным кольцом и опорой подшипника, средства соединения наружного кольца с опорой подшипника и средства удержания наружного кольца в осевом направлении.
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам защиты корпуса лопаточных машин от пробиваемости при обрыве лопатки и устройствам, реализующим указанный способ, и может быть использовано в вентиляторах и/или компрессорах газотурбинных двигателей, в том числе в авиадвигателях для защиты от разрушения корпуса, изготовленного из материала, прочностные характеристика которого ниже прочностных характеристик материала лопаток ротора.
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.
Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.
Группа изобретений относится к наружному корпусу из композиционного материала для осевой турбомашины. Корпус из композиционного материала для осевой турбомашины содержит круглую стенку, содержащую матрицу и сплетенный волокнистый элемент жесткости (40).
Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации турбореактивного авиационного двигателя. Корпус вентилятора авиационного двигателя содержит металлическую оболочку вращения, состоящую из входной, центральной и выходной частей, элементы крепления с сопрягаемыми узлами и агрегатами.
Изобретение относится к соединительному модулю (18), расположенному между приводным валом (8) вентилятора авиационного двигателя и подшипником (12b) качения, при этом модуль включает в себя внутренний конструктивный элемент (26), прикрепленный к валу (8) и имеющий ограждающий элемент (32), и наружный конструктивный элемент (46), который прикреплен к подшипнику (12b) и опирается в радиальном направлении на средства (42), установленные на внутреннем конструктивном элементе (26), и ограничивает дорожку (48) качения, которая является комплементарной по отношению к ограждающему элементу (32) для образования вместе с ним шарового соединения (50), удерживаемого в заблокированном состоянии посредством блокирующего приспособления (34), установленного на внутреннем конструктивном элементе и выступающего в радиальном направлении наружу от ограждающего элемента (32), при этом средства, образующие механический предохранитель (37), образуют соединение между приспособлением и ограждающим элементом (32), так что шаровое соединение разблокируется после разрушения данных средств.
Газотурбинный двигатель содержит корпус, в котором установлен приводной вал вентилятора, жестко соединенного с приводным барабаном, снабженным лопатками для сжатия потока воздуха в двигателе, а также средства осевого удерживания.
Объектом изобретения является ступица винта с лопастями с переменным углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем. Ступица винта содержит многоугольное кольцо с по существу радиальными цилиндрическими гнездами, распределенными вокруг центральной оси кольца и предназначенными для установки в них упомянутых лопастей, элемент ротора турбины газотурбинного двигателя и крепежный фланец, закрепленный на кольце таким образом, чтобы соединять его с упомянутым элементом ротора.
Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками.
Предлагаемое изобретение относится к втулке воздушного винта с лопастями с изменяемым углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем.
Изобретение относится к устройствам и системам защиты турбокомпрессора от осевого сдвига. Технический результат изобретения - повышение быстродействия и предупреждение аварийных ситуаций на ранних стадиях с целью минимизации последствий аварии.
Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо.
Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов.
Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия.
Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3).
Изобретение относится к области машиностроения, а точнее касается способа защиты корпуса лопаточных машин и корпуса защищенного от пробиваемости при обрыве лопаток лопаточных машин. .
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .
Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей. .
Изобретение относится к области турбомашин, в частности турбореактивных двигателей с вентилятором, прикрепленным к приводному валу, опирающемуся, по меньшей мере, на первый подшипник. .
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении турбовентиляторных двигателей. .
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, который имеет в своем составе, по меньшей мере, одну первую вращающуюся систему, содержащую первый вал, статор и так называемый "плавкий" подшипник, жестко связанный с упомянутым статором и выполненный с возможностью удерживать упомянутый вал и способный разрушаться или изменять свои характеристики в том случае, когда в указанной первой вращающейся системе появляется несбалансированность определенной величины.
Изобретение относится к опорам подшипников для вращающихся валов двигателей, в частности к газотурбинным. .
Изобретение относится к турбомашине, компрессору и разъединяющему устройству. .
Изобретение относится к области техники, касающейся авиационных двигателей. .
Изобретение относится к системе механического соединения деталей, содержащей блокировочное устройство. .
Изобретение относится к опоре вала, которая ломается при возникновении неуравновешенности. .
Изобретение относится к устройству для контроля радиального зазора турбины с валом турбины и закрепленными на нем лопатками турбины, окруженными корпусом турбины. .
Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для использования в системах автоматического контроля предельно допустимых смещений вращающихся деталей, в частности вала турбомашины. .
Изобретение относится к автоматическому регулированию, в частности к устройствам защиты газотурбинного двигателя (ГТД), например, при разрушении вала турбины. .
Изобретение относится к теплоэнергетике . .
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для контроля положения ротора при пуске и эксплуатации турбомашин. .