Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала

Изобретение относится к турбореактивным или турбовинтовым авиационным двигателям. Кольцевая камера (10) сгорания со стенками (12, 13), изготовленными из композитного материала с керамической матрицей, установлена внутри металлического корпуса при помощи соединительных компонентов (50, 60), прикрепленных к камере методом пайки. Соединительные компоненты содержат внутренние соединительные пластины (50) и внешние соединительные пластины (60), которые соединяют камеру (10) сгорания соответственно с внутренней металлической оболочкой (30) и внешней металлической оболочкой (40) корпуса, причем каждая из соединительных пластин содержит первый участок (52, 62), прикрепленный к наружной поверхности стенки (12, 13) камеры сгорания методом пайки. Первые участки соединительных пластин отделены друг от друга в направлении по окружности так, что паяное соединение между камерой и соединительными компонентами осуществлено в виде совокупности ограниченных зон (53, 63), отделенных друг от друга. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения стенок камеры сгорания. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение касается установки камеры сгорания, содержащей стенки, выполненные из композитного материала с керамической матрицей, внутри металлического корпуса в газовой турбине. Более конкретно, область применения изобретения охватывает промышленные газовые турбины, а также турбореактивные или турбовинтовые авиационные двигатели.

Уровень техники

По известным в настоящее время технологиям камеру сгорания газовой турбины изготавливают из металлического материала и устанавливают или подвешивают внутри металлического корпуса при помощи металлических соединительных распорок или обручей. Использование металлического материала для изготовления стенок камеры направлено на обеспечение эффективного охлаждения этой стенки. Однако существует необходимость повышения температур, существующих в камере сгорания, с целью увеличения эффективности газовой турбины и сокращения загрязняющих выбросов. При этом использование металлических материалов для изготовления стенок камеры сгорания может стать невозможным даже при максимально эффективном охлаждении. Поэтому было предложено использовать для изготовления стенок камеры сгорания композитные материалы с керамической матрицей (ceramic matrix composite - CMC), например, композитные материалы с матрицей из карбида кремния (SiC), которые обладают хорошей устойчивостью к высоким температурам.

При этом, однако, возникает проблема осуществления соединения между камерой сгорания, изготовленной из материала CMC, и металлическим корпусом, связанная с разницей коэффициентов теплового расширения этих материалов.

В заявке FR 2825783 A, F23R 3/60; F23R 3/50; F02C 7/20; F01D 9/04, 13.12.2002, поданной заявителем настоящего изобретения, описана газовая турбина - ближайший аналог настоящего изобретения. В соответствии с этим известным решением было предложено соединить внутреннюю и внешнюю кольцевые стенки изготовленной из материала CMC камеры сгорания турбины с внутренней и внешней металлическими оболочками металлического корпуса при помощи металлических соединительных пластин, способных к упругой деформации. Одним концом металлические пластины жестко соединены с металлическим обручем, прикрепленным к внутренней или внешней оболочке, а другим прикреплены к обручу из материала CMC, припаянному к наружной поверхности внутренней или внешней стенки камеры сгорания.

Таким образом, использование гибких соединительных пластин и соединений типа CMC-CMC (на стенках камеры сгорания) и металл-металл (на металлическом корпусе) позволяет скомпенсировать разницу изменения размеров камеры сгорания и металлического корпуса. Однако осуществление паяного соединения обруча из материала CMC с кольцевой стенкой камеры сгорания представляет значительные трудности. Действительно, качественная спайка требует жесткого контроля расстояния между поверхностями, образующими спай, для обеспечения постоянной толщины слоя припоя и исключения возможности образования в паяном шве опасных разрывов. Однако технологии изготовления деталей из материалов CMC таковы, что допуски по размерам для таких деталей больше, чем в случае металлических деталей. В связи с этим обеспечить равномерное расстояние между двумя кольцевыми поверхностями, соединяемыми пайкой, затруднительно.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в предложении свободной от указанных недостатков технологии установки камеры сгорания со стенками, изготовленными из материала CMC, в металлическом корпусе.

Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается газовая турбина, содержащая кольцевую камеру сгорания со стенками, изготовленными из композитного материала с керамической матрицей, установленную внутри металлического корпуса при помощи соединительных компонентов, прикрепленных к камере методом пайки и соединяющих камеру с внутренней металлической оболочкой и с внешней металлической оболочкой корпуса. Газовая турбина по изобретению характеризуется тем, что соединительные компоненты содержат внутренние и внешние соединительные пластины, которые соединяют камеру сгорания соответственно с внутренней и с внешней металлическими оболочками корпуса, причем каждая из соединительных пластин содержит первый участок, прикрепленный к наружной поверхности стенки камеры сгорания методом пайки. Первые участки соединительных пластин отделены друг от друга в направлении по окружности так, что паяное соединение между камерой и соединительными компонентами выполнено в виде совокупности ограниченных зон, отделенных друг от друга.

Ограничение размеров зон спая позволяет облегчить контроль расстояния между спаиваемыми поверхностями и, таким образом, избежать неоднородностей толщины спая. Это позволяет получить эффективное паяное соединение.

В оптимальном варианте первые участки внутренних соединительных пластин и внешних соединительных пластин жестко соединены соответственно с внутренним непрерывным краевым обручем и с внешним непрерывным краевым обручем, в поверхности которых упираются кольцевые уплотнительные прокладки, установленные между камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины высокого давления, расположенным непосредственно после камеры.

Кроме того, в оптимальном варианте внутренний и внешний краевые обручи изготовлены из композитного материала с керамической матрицей и выполнены в виде единой детали соответственно с внутренними соединительными пластинами и с внешними соединительными пластинами.

Внутренний и внешний краевые обручи могут быть соединены с наружными поверхностями соответственно внутренней стенки и внешней стенки камеры сгорания методом пайки вдоль непрерывных кольцевых зон для обеспечения герметичности соединения внешнего и внутреннего обручей с внутренней и внешней стенками камеры.

Поскольку механическое соединение обеспечивается припаиванием соединительных пластин к стенкам камеры сгорания, припаивание краевых обручей к стенкам камеры обеспечивает только герметичность в направлении по окружности. Поэтому оно может быть выполнено на ограниченной ширине и, следовательно, осуществлено легче, чем в случае, когда оно обеспечивает также и механическое соединение.

Согласно известной технологии внутренняя и внешняя стенки камеры сгорания содержат отверстия, позволяющие потоку охлаждающего воздуха, обтекающему камеру сгорания в пространствах, расположенных между этой камерой и металлическим корпусом, образовывать защитный слой на внутренней поверхности стенок камеры. Поскольку зоны припаивания соединительных пластин со стенками камеры сгорания отделены одна от другой, между ними остаются участки, на которых множественные отверстия в стенках камеры оказываются не затронуты этими зонами.

Однако в оптимальном варианте отверстия для впуска охлаждающего воздуха к внутренней поверхности стенок камеры могут быть предусмотрены и через зоны припаивания соединительных компонентов (соединительных пластин из материала CMC и/или краевых обручей из материала CMC) со стенками камеры сгорания так, чтобы на внутренней поверхности стенок камеры не оставалось зон, лишенных отверстий.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения каждая из соединительных пластин, изготовленных из композитного материала с керамической матрицей, содержит второй концевой участок, прикрепленный к металлическому корпусу.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения внутренние и внешние соединительные пластины, изготовленные из композитного материала с керамической матрицей, соединены с металлическим корпусом при помощи соответственно внутренних и внешних гибких металлических соединительных элементов. В этом случае в оптимальном варианте внутренние и внешние металлические соединительные элементы содержат внутренние и внешние металлические соединительные лапки, содержащие первые концевые участки, соединенные со вторыми концевыми участками соединительных пластин, изготовленных из композитного материала с керамической матрицей. При этом внутренние и внешние металлические соединительные лапки могут содержать вторые концевые участки, жестко соединенные соответственно с внутренним и внешним металлическими обручами, прикрепленными соответственно к внутренней и к внешней металлическим оболочкам.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение станет более понятно из нижеследующего описания, не вносящего каких-либо ограничений и содержащего ссылки на прилагаемые чертежи. На чертежах:

- фиг.1 изображает в осевом разрезе часть газовой турбины по одному из вариантов осуществления изобретения,

- фиг.2 и 3 изображают в перспективе части соединительных компонентов, установленных между камерой и корпусом, и их паяное соединение со стенками камеры сгорания в соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.1,

- фиг.4 изображает в аксиальном разрезе часть газовой турбины по другому варианту осуществления изобретения,

- фиг.5 и 6 изображают в перспективе части соединительных компонентов, установленных между камерой и корпусом, и их паяное соединение со стенками камеры сгорания в соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.4.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

На фиг.1 изображена в осевом разрезе часть газовой турбины, содержащей кольцевую камеру 10 сгорания, сопловой аппарат 20 турбины высокого давления (ВД), расположенный непосредственно после камеры 10 сгорания, металлический корпус, содержащий внутреннюю металлическую оболочку 30 и внешнюю металлическую оболочку 40, а также внутренние соединительные пластины 50 и внешние соединительные пластины 60, которые образуют части соединительных компонентов, поддерживающих камеру 10 сгорания в металлическом корпусе. Используемые в дальнейшем описании термины «перед» и «после» (а также «передний» и «задний») определены относительно направления (обозначенного стрелкой F) течения газового потока, поступающего из камеры 10 сгорания.

Камера 10 сгорания ограничена внутренней кольцевой стенкой 12 и внешней кольцевой стенкой 13, имеющими общую ось 11, а также торцевой (лобовой) стенкой 14, прикрепленной к стенкам 12 и 13. По хорошо известной технологии торцевая стенка 14 содержит несколько отверстий 14а, распределенных вокруг оси 11 и предназначенных для размещения форсунок, обеспечивающих подачу топлива и окислителя в камеру 10 сгорания. Стенки 12 и 13 камеры 10 сгорания изготовлены из материала CMC, например, из композитного материала с матрицей из SiC, из которого также может быть изготовлена и торцевая стенка 14.

Сопловой аппарат 20 турбины ВД, который образует входную ступень турбины, содержит неподвижные (направляющие) лопатки, распределенные по окружности вокруг оси 11. Каждая лопатка содержит перо 21, концы которого жестко прикреплены к внутренней полке 22 (полке замка) и к внешней (бандажной) полке 23, имеющим форму расположенных встык кольцевых секторов. Каждой паре полок, состоящей из внутренней полки 22 и внешней полки 23, может соответствовать одно или несколько перьев 21. Внутренние стороны полок 22, 23 ограничивают канал течения газового потока, поступающего из камеры сгорания, через сопловой аппарат.

Внутренняя металлическая оболочка 30 выполнена из двух частей 31, 32, которые прикреплены одна к другой посредством болтового соединения, связывающего выступающие вовнутрь фланцы 31а и 32а. Аналогично, внешняя металлическая оболочка 40 состоит из двух частей 41, 42, которые прикреплены одна к другой посредством болтового соединения, связывающего выступающие наружу фланцы 41а и 42а. Через пространство 33 между внутренней стенкой 12 камеры 10 сгорания и внутренней оболочкой 30, а также через пространство 43 между внешней стенкой 13 камеры 10 сгорания и внешней оболочкой 40 проходят потоки охлаждающего вторичного воздуха (обозначенные стрелками f), текущие вдоль камеры 10 сгорания.

Установку соплового аппарата осуществляют при помощи механического соединения в виде болтов 25, скрепляющих разделенный на секторы радиальный фланец 24, жестко соединенный с внутренними полками 22, с радиальным фланцем 34, расположенным на заднем краю внутренней оболочки 30. Кольцевая уплотнительная прокладка 36, например, типа «омега», герметично закрывает задний край пространства 33. Прокладка 36 расположена в пазе, предусмотренном в передней поверхности фланца 34, и упирается в заднюю поверхность фланца 24. Задний край пространства 43 герметично закрыт уплотнительной прокладкой 46, например, лепесткового типа. Прокладка 46 удерживается шплинтами 46а в кольцевом пазе 26а разделенного на секторы кольцевого фланца 26, жестко соединенного с внешними полками 23. Прокладка 46 упирается в выступ 44а, предусмотренный на передней поверхности радиального фланца 44, жестко соединенного с оболочкой 40.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения, проиллюстрированным на фиг.1-3, соединительные пластины 50, 60 выполнены из материала CMC, предпочтительно из того же материала, что и стенки 12, 13 камеры 10 сгорания.

Каждая из соединительных пластин 50 содержит концевой участок 51, соединенный с внутренней металлической оболочкой 30 болтовым соединением. На внутренней поверхности этой оболочки расположены резьбовые стержни 37, которые проходят через отверстия 51а, предусмотренные в концевых участках 51 соединительных пластин 50, и на которые навинчены гайки 39. Аналогично, каждая из соединительных пластин 60 содержит концевой участок 61, соединенный с внешней металлической оболочкой 40 болтовым соединением. На внутренней поверхности этой оболочки расположены резьбовые стержни 47, которые проходят через отверстия 61а, предусмотренные в концевых участках 61 соединительных пластин 60, и на которые навинчены гайки 49.

Соединительные пластины 50 содержат концевые участки 52, припаянные к наружной поверхности внутренней стенки 12 камеры 10 сгорания вблизи заднего конца камеры. Концевые участки 52 соединительных пластин 50 жестко скреплены с внутренним обручем 54. Обруч 54 имеет кольцевую переднюю часть 54а, припаянную к наружной поверхности стенки 12 камеры, и заднюю часть 54b, сочлененную с передней частью 54а и образующую с ней тупой угол. Своим задним краем обруч 54 упирается в уплотнительную прокладку 38, например, лепесткового типа. Прокладка 38 удерживается шплинтами 38а в кольцевом пазе 28а разделенного на секторы фланца 28, жестко соединенного с полками 22 и расположенного вблизи их переднего края.

Аналогичным образом соединительные пластины 60 содержат концевые участки 62, припаянные к наружной поверхности внешней стенки 13 камеры 10 сгорания вблизи заднего конца камеры. Концевые участки 62 соединительных пластин жестко скреплены с внутренним обручем 64. Обруч 64 имеет кольцевую переднюю часть 64а, припаянную к наружной поверхности стенки 13 камеры 10 сгорания, и заднюю часть 64b, сочлененную с передней частью 64а и образующую с ней тупой угол. Своим задним краем обруч 64 упирается в уплотнительную прокладку 48, например, лепесткового типа. Прокладка 48 удерживается шплинтами 48а в кольцевом пазе 29а разделенного на секторы фланца 29, жестко соединенного с полками 23 и расположенного вблизи их переднего края.

Соединительные пластины 50 и обруч 54 предпочтительно изготовлены в виде единой детали, так же как и соединительные пластины 60 и обруч 64. Отрезки соединительных пластин 50, 60, проходящие через пространства 33, 43, имеют криволинейную или изогнутую продольную форму, которая обеспечивает гибкость, необходимую этим пластинам для компенсации разницы изменений размеров стенок камеры, выполненных из материала CMC, и металлических оболочек 30, 40.

Таким образом, закрепление камеры сгорания обеспечено, по существу, паяным соединением концевых участков 52 и 62 соединительных пластин 50 и 60. Зоны 53, 63 припаивания ограничены по сравнению с непрерывной кольцевой зоной припаивания, что обеспечивает возможность контроля расстояния между спаиваемыми поверхностями без чрезмерных затруднений.

Паяные соединения частей 54а, 64а обручей 54, 64 соответственно со стенками 12, 13 камеры 10 сгорания непрерывно продолжаются в направлении по окружности. Эти паяные соединения должны обеспечить герметичную преграду между пространствами 33, 43 и задним концом камеры 10 сгорания во избежание неуправляемой инжекции потока охлаждающего воздуха в промежуток между камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20 турбины. Эти соединения не предназначены для поддерживания камеры сгорания; выполнение этой функции обеспечивается паяными соединениями участков 52, 62 соединительных пластин 50, 60. Следовательно, зоны 49а, 49b припаивания обручей 54, 64 к стенкам 12, 13 камеры 10 сгорания могут иметь ограниченную ширину, что обеспечивает возможность контроля расстояния между спаиваемыми поверхностями без чрезмерных затруднений и в этом случае. Паяные соединения обручей 54, 64 с камерой 10 сгорания также увеличивают устойчивость соединительных пластин 50, 60 в случае угловых смещений.

Технология пайки деталей из материала CMC хорошо известна сама по себе. Как для осуществления соединений между соединительными пластинами 50, 60 и камерой 10 сгорания, так и для осуществления соединений между обручами 54, 64 и той же камерой может быть использована пайка с применением таких материалов как материал «BraSiC», разработанный французской государственной организацией «Комиссариат по атомной энергии», или материал «Ticusil», выпускаемый компанией Wesgo Metals, в частности, в случае изготовления спаиваемых деталей из композитного материала с матрицей SiC.

Стенки 12, 13 камеры 10 сгорания могут содержать отверстия, обеспечивающие возможность прохождения охлаждающего воздуха из пространств 33, 43 к внутренним поверхностям стенок 12, 13 для образования вдоль них охлаждающего воздушного слоя. Такие отверстия 12а, 13а частично представлены только на фиг.2 и 3. Участки 53, 63 между зонами припаивания оставляют свободными части стенок камеры, в которых могут быть предусмотрены множественные отверстия, улучшающие термическую защиту стенок. При необходимости также могут быть предусмотрены множественные отверстия, проходящие через спаянные части концевых участков 52, 62 соединительных пластин 50, 60 и стенки камеры 10 сгорания, а также через спаянные части обручей 54, 64 и стенки камеры 10 сгорания. Подобные множественные отверстия могут быть проделаны после пайки, например, по известной технологии с использованием лазерной обработки. Такие отверстия 12b, 12с и 13b, 13с частично представлены только на фиг.2 и 3.

На фиг.4-6 представлен вариант осуществления изобретения, существенно отличающийся от варианта, представленного на фиг.1-3, тем, что соединительные пластины 50, 60, выполненные из материала CMC, содержат концевые участки 51, 61, соединенные с металлическими оболочками 30, 40 не напрямую, а при помощи гибких или способных к упругой деформации металлических соединительных пластин. Элементы, общие для вариантов осуществления изобретения по фиг.1-3 и по фиг.4-6, обозначены одинаковыми номерами и повторно не описываются.

Каждая из металлических лапок 55 содержит концевой участок 56, соединенный болтовым соединением 57 с концевым участком 51 соответствующей пластины 50. Другим своим концом каждая лапка 55 жестко соединена с кольцевым металлическим обручем 58. Этот обруч образует кольцевой фланец 59, соединенный с оболочкой 30, между фланцами 31а, 32а которой он зажат.

Каждая из металлических лапок 65 содержит концевой участок 66, соединенный болтовым соединением 67 с концевым участком 61 соответствующей пластины 60, а другим своим концом жестко соединена с кольцевым металлическим обручем 68. Этот обруч содержит отверстия 68а, через которые проходят резьбовые стержни 45, жестко соединенные с оболочкой 40, на которые навинчены гайки 45а.

Разумеется, обруч 68 может быть соединен с оболочкой 40 так же, как обруч 58 соединен с оболочкой 30, т.е. может быть зажат между фланцами 41а, 42а. И наоборот, обруч 58 может быть соединен с оболочкой 30 болтовым соединением так же, как обруч 68 соединен с оболочкой 40.

Металлические лапки 55 предпочтительно изготовлены в виде единой детали с обручем 58, так же как металлические лапки 65 - с обручем 68.

Металлические лапки 55, 65 позволяют увеличить, возможно, недостаточную саму по себе способность пластин 50, 60, изготовленных из материала CMC, к упругой деформации. Для обеспечения необходимой гибкости или способности к упругой деформации лапки 55, 65 искривлены или согнуты так, что их профиль имеет форму буквы S (лапки 55) или буквы V (лапки 65).

1. Газовая турбина, содержащая кольцевую камеру (10) сгорания со стенками (12, 13), изготовленными из композитного материала с керамической матрицей, установленную внутри металлического корпуса при помощи соединительных компонентов, прикрепленных к камере методом пайки и соединяющих камеру с внутренней металлической оболочкой (30) и с внешней металлической оболочкой (40) корпуса, отличающаяся тем, что соединительные компоненты содержат внутренние соединительные пластины (50) и внешние соединительные пластины (60), которые соединяют камеру (10) сгорания соответственно с внутренней металлической оболочкой (30) и с внешней металлической оболочкой (40) корпуса, причем каждая из соединительных пластин содержит первый участок (52, 62), прикрепленный к наружной поверхности стенки (12, 13) камеры сгорания методом пайки, при этом первые участки соединительных пластин отделены друг от друга в направлении по окружности так, что паяное соединение между камерой и соединительными компонентами выполнено в виде совокупности ограниченных зон (53, 63), отделенных друг от друга.

2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что первые участки (52, 62) внутренних соединительных пластин и внешних соединительных пластин жестко соединены соответственно с внутренним непрерывным краевым обручем (54) и с внешним непрерывным краевым обручем (64), в поверхности которых упираются кольцевые уплотнительные прокладки (38, 48), установленные между камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины высокого давления, расположенным непосредственно после камеры.

3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что внутренний краевой обруч (54) и внешний краевой обруч (64) изготовлены из композитного материала с керамической матрицей и выполнены в виде единой детали с внутренними соединительными пластинами (50) и внешними соединительными пластинами (60) соответственно.

4. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что внутренний краевой обруч (54) и внешний краевой обруч (64) соединены с наружными поверхностями соответственно внутренней стенки (12) и внешней стенки (13) камеры сгорания методом пайки вдоль непрерывных кольцевых зон (49а, 49b).

5. Газовая турбина по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что отверстия для впуска охлаждающего воздуха к внутренней поверхности стенок камеры предусмотрены через зоны припаивания соединительных компонентов к стенкам камеры.

6. Газовая турбина по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что каждая из соединительных пластин (50, 60), изготовленных из композитного материала с керамической матрицей, содержит второй концевой участок (51, 61), прикрепленный к металлическому корпусу.

7. Газовая турбина по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что внутренние и внешние соединительные пластины (50, 60), изготовленные из композитного материала с керамической матрицей, соединены с металлическим корпусом при помощи соответственно внутренних и внешних гибких металлических соединительных элементов.

8. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что внутренние и внешние металлические соединительные элементы содержат внутренние металлические соединительные лапки (55) и внешние металлические соединительные лапки (65), содержащие первые концевые участки (56, 66), соединенные со вторыми концевыми участками (51, 61) соединительных пластин, изготовленных из композитного материала с керамической матрицей.

9. Газовая турбина по п.8, отличающаяся тем, что внутренние металлические соединительные лапки (55) и внешние металлические соединительные лапки (65) жестко соединены соответственно с внутренним металлическим обручем (58) и внешним металлическим обручем (68), прикрепленными соответственно к внутренней металлической оболочке (30) и к внешней металлической оболочке (40).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к трубчато-кольцевым камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции камер сгорания газотурбинного двигателя (ГТД). .

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, а именно к конструкциям камер сгорания газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к конструкции топливного коллектора камеры сгорания ГТД. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при креплении двигателя к корпусу летательного аппарата. .

Изобретение относится к устройствам крепления кольцевой горелки на пламестабилизаторах и может быть использовано при сборке форсажных камер турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к устройству для соединения кольца статора турбины со стойкой. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов внутреннего и наружного контуров газотурбинных двигателей (далее - ГТД) летательных аппаратов.

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и к энергетическим газотурбинным установкам. .

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано в турбоустановках теплоэлектроцентралей, тепловых и атомных электростанций. .

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в качестве энергетической установки стационарного назначения, в частности энергетической установки теплоэлектроцентралей.

Изобретение относится к устройствам опор турбин газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а конкретно к авиационным вспомогательным газотурбинным установкам, предназначенным для выработки электрической энергии и воздуха повышенного давления, и направлено на существенное увеличение экономичности, эксплуатационной надежности, ремонтопригодности, быстрой адаптации к требованиям компоновки и размещения на борту самолета и обеспечение податливости к изменению закона регулирования

Изобретение относится к турбореактивным или турбовинтовым авиационным двигателям

Наверх