Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду



Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду
Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду
Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду

 


Владельцы патента RU 2445482:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Согласно изобретению, во время запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду способ содержит передачу гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя, по меньшей мере, части тепловой энергии, выделяющейся при работе электрического стартера, и блокирование средств регулирования температуры упомянутого контура смазки. Технический результат изобретения - уменьшение времени запуска, возможность использования маленьких стартеров, понижение рисков неудачных запусков. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к способу для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду и к газотурбинному двигателю, особенно для летательных аппаратов, который использует этот способ.

Известно, что для запуска газотурбинного двигателя используют стартер, который передает вращающий момент к валу упомянутого газотурбинного двигателя. Вращающий момент является таким, что он прикладывается к упомянутому валу и подразумевает преодоление всех крутящих моментов, которые могут оказать сопротивление вращению и которые являются, главным образом, результатом аэродинамического сопротивления вращающихся частей, механического трения контактирующих деталей и потерь, связанных с жидкостным трением между контактирующими деталями, погруженными в жидкую среду, по меньшей мере, одного гидравлического контура смазки и/или регулирования температуры, связанного с упомянутым газотурбинным двигателем. Стартер постепенно с ускорением раскручивает газотурбинный двигатель, и, когда достигается заданная скорость вращения, инициируется впрыскивание и зажигание топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя. Затем при другой заданной скорости вращения действие стартера прекращается и газотурбинный двигатель продолжает ускоряться до скорости холостого вращения за счет мощности, появляющейся при сгорании упомянутого топлива.

Известные стартеры могут быть пневматического типа (в которых турбина запитывается сжатым воздухом), однако все больше и больше они являются электрическими. В последнем варианте стартеры являются обычно синхронными машинами, работающими как двигатели во время запуска газотурбинного двигателя и работающими в качестве генераторов, когда летательный аппарат находится в полете. Из этого следует, что будут рассматриваться только стартеры электрического типа.

Вполне понятно, что в холодную погоду (например, когда температура окружающей среды и температура жидкости в гидравлическом контуре, связанном с газотурбинным двигателем, ниже, чем -20°С) упомянутая жидкость становится твердой, таким образом значительно увеличивая момент сопротивления вращению, который электрический стартер должен преодолеть, для того чтобы запустить упомянутый газотурбинный двигатель. Конечно, электрический стартер должен быть способен выполнить такие операции по запуску двигателя в холодную погоду, а это означает, что его мощность должна быть рассчитана на эти условия. Однако следует указать, что запуски в холодную погоду являются относительно нечастыми событиями в период работы летательного аппарата. Все это означает, что становится необходимым или использование чрезмерно мощного и поэтому тяжелого стартера для большинства стартовых циклов, или использование процедур, с помощью которых гидравлический контур газотурбинного двигателя нагревается с помощью внешних источников тепла.

Недостаток электрического стартера летательного аппарата, имеющего чрезмерную массу и мощность, еще более усугубляется тем фактом, что благодаря особой архитектуре электрической системы самолета существуют два электрических стартера на каждый газотурбинный двигатель. Таким образом, упомянутый газотурбинный двигатель может быть запущен даже в том случае, если один из электрических стартеров будет неисправен.

Кроме того, следует отметить, что момент сопротивления вращению, связанный с повышенной вязкостью, создаваемый газотурбинным двигателем при запуске в холодную погоду, трудно предугадать с какой-либо точностью. Он зависит от точной температуры жидкости газотурбинного двигателя в момент старта, от количества и свойств этой жидкости, от относительной деформации контактирующих механических деталей, которая связана с окружающей температурой, и от других параметров, которые трудно предугадать. Вот почему стартер рассчитывается на основе кривых момента сопротивления вращению, которые включают в себя расчетный запас. Тем не менее, эта мера предосторожности не гарантирует, что мощность стартера включит в себя все возможные сценарии запуска в холодную погоду, с которыми летательный аппарат имеет вероятность столкнуться. Поэтому пользователь должен следовать специальным процедурам перед попыткой запустить двигатель в холодную погоду, процедурам, которые доказали свою вредность для готовности и работоспособности летательного аппарата и которые неспособны предотвратить неудачные попытки при запуске газотурбинных двигателей.

Для того чтобы устранить эти недостатки, документ GB-A-2260577 описывает способ для запуска газотурбинного двигателя при помощи электрического стартера, при этом упомянутый газотурбинный двигатель обеспечен, по меньшей мере, одним гидравлическим жидкостным контуром для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого газотурбинного двигателя. Согласно этому способу, когда упомянутый газотурбинный двигатель запускают в холодную погоду, по меньшей мере, некоторая часть тепловой энергии, генерируемой упомянутым электрическим стартером, передается гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.

Таким образом, гидравлическая жидкость (масло) контура смазки газотурбинного двигателя подогревается упомянутым электрическим стартером во время холодного запуска так, что вязкость упомянутой гидравлической жидкости уменьшается, также уменьшая момент сопротивления вращению, производимый этой жидкостью. В результате это приводит к более короткому времени запуска, возможности использовать более маленькие стартеры и к пониженным рискам неудачных запусков.

Задачей настоящего изобретения является улучшение известного способа, описанного выше, в том случае, когда контур смазки газотурбинного двигателя обеспечен средствами регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым газотурбинным двигателем во время его работы. В этом случае согласно изобретению для ускорения прогрева гидравлической жидкости упомянутого контура смазки газотурбинного двигателя упомянутые средства регулирования температуры контура смазки газотурбинного двигателя блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.

Хотя способ согласно настоящему изобретению может быть применен при температурах, которые не являются особенно низкими, на практике тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя, когда температура в нем, по меньшей мере, приблизительно находится ниже -20°С.

В то время как при обычном способе стартер обеспечивается, по меньшей мере, одним контуром гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого стартера предпочтительно, чтобы тепловая энергия передавалась от стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя через контур смазки упомянутого стартера.

Если в добавление к этому контур смазки упомянутого стартера снабжен средствами регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым стартером во время его работы, тогда предпочтительно, чтобы по мере того, как степень прогрева гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя увеличивается, для средств регулирования температуры контура смазки упомянутого стартера была введена блокировка, пока тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.

Передача тепловой энергии от стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя может продолжаться до тех пор, пока турбина двигателя не запустится или до тех пор, пока температура этой гидравлической жидкости не достигнет первого заданного значения, соответствующего нормальной вязкости упомянутой жидкости. Когда упомянутая передача тепловой энергии спроектирована таким образом, чтобы продолжаться до момента запуска, тогда предпочтительно предусмотреть меры обеспечения безопасности, которые способны прервать упомянутую передачу тепловой энергии перед упомянутым запуском, если температура гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя достигнет заданного второго значения, при котором появляется риск повреждения двигателя.

Настоящее изобретение также относится к системе для запуска газотурбинного двигателя при помощи электрического стартера, при этом и упомянутый газотурбинный двигатель, и упомянутый стартер содержат гидравлический контур смазки, снабженный средствами регулирования температуры для отвода тепла. Согласно настоящему изобретению для того, чтобы сделать запуск упомянутого газотурбинного двигателя более легким в холодную погоду, упомянутая система примечательна тем, что она содержит:

- управляемые средства для односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическим контуром смазки стартера и гидравлическим контуром смазки газотурбинного двигателя; и

- управляемые средства для блокировки средств регулирования температуры газотурбинного двигателя и гидравлических контуров смазки стартера.

В альтернативном варианте осуществления изобретения системы согласно настоящему изобретению, в котором часть упомянутых средств регулирования температуры гидравлического контура смазки газотурбинного двигателя эффективна, когда упомянутый летательный аппарат стоит на земле, предпочтительно следующее:

- упомянутый гидравлический контур смазки стартера, сам по себе, не содержит средства регулирования температуры, которые эффективны, когда летательный аппарат стоит на земле; и

- упомянутые управляемые средства для односторонней передачи тепловой энергии обеспечивают соединение между упомянутым гидравлическим контуром смазки стартера и упомянутой частью средств регулирования температуры гидравлического контура газотурбинного двигателя таким образом, что упомянутая часть обеспечивает регулирование температуры для упомянутого гидравлического контура смазки стартера, когда летательный аппарат стоит на земле.

Чертежи позволят легко понять, как изобретение может быть осуществлено. На этих чертежах аналогичные ссылочные номера обозначают подобные элементы.

Фиг.1 является схемой, иллюстрирующей пример известной системы для газотурбинного двигателя и ее электрический стартер, а также их гидравлические контуры.

Фиг.2 иллюстрирует на виде, подобном фиг.1, первый вариант осуществления настоящего изобретения для улучшения известной системы упомянутой фиг.1.

Фиг.3 иллюстрирует второй вариант осуществления настоящего изобретения для улучшения известной системы, изображенной на фиг.1.

Фиг.1 схематически отображает в форме прямоугольника двухконтурный газотурбинный двигатель 1 для летательного аппарата (не показан). Газотурбинный двигатель обеспечен валом 2, и через него проходит гидравлическая жидкость, которая протекает через, по меньшей мере, один гидравлический контур 3.

Контур 3 является контуром известного типа, изображенного в качестве примера на фиг.1, который содержит нагнетающий насос 4, фильтр 5, возвратные насосы 6, воздухоотделитель 7 и резервуар 8 гидравлической жидкости (масла).

Контур 3 предназначается для смазки, по меньшей мере, определенных частей газотурбинного двигателя 1 и обеспечивает для двигателя подходящую рабочую температуру. Таким образом, упомянутый контур 3 содержит, по меньшей мере, одно устройство, способное охлаждать гидравлическую жидкость и регулировать ее температуру. В изображенном примере это достигается следующим образом:

- теплообменник 9 воздух/гидравлическая жидкость, способный рассеивать тепловую энергию упомянутой гидравлической жидкости в воздушном потоке F, проходящем через газотурбинный двигатель 1 (холодный поток от вентилятора) или окружающем упомянутый газотурбинный двигатель. Такого рода теплообменник может быть пластинчатого типа, или трубчатого типа, или альтернативно поверхностного типа, расположенного на стенках гондолы газотурбинного двигателя. Конечно теплообменник 9, хотя он может действовать до того момента, когда летательный аппарат стоит на земле, является эффективным, главным образом, когда упомянутый летательный аппарат находится в движении; и

- теплообменник 10 топливо/гидравлическая жидкость, способный рассеивать тепловую энергию упомянутой гидравлической жидкости в потоке топлива С, которое протекает через трубопровод 11. Теплообменник 10 может быть эффективным, когда летательный аппарат стоит на земле, поскольку температура топлива обычно является более низкой, чем температура упомянутой гидравлической жидкости.

Кроме того, фиг.1 изображает, тоже схематически, в виде прямоугольника, электрическую машину 12 типа стартер/генератора, вал 13 которой может быть соединен с валом 2 газотурбинного двигателя 1 с помощью муфты 14 (изображена штрихпунктирной линией), для того чтобы производить запуск упомянутого газотурбинного двигателя. С помощью подобного способа, который был описан выше, производится смазка электрической машины 12 и регулирование ее температуры гидравлической жидкостью, протекающей в, по меньшей мере, одном гидравлическом контуре 15.

Контур 15 известного типа, изображенный в качестве примера на фиг.3, содержит нагнетающий насос 16, резервуар 17 гидравлической жидкости, теплообменник 18 воздух/гидравлическая жидкость (подобный теплообменнику 9, описанному выше) и теплообменник 19 топливо/гидравлическая жидкость (подобный теплообменнику 10, упомянутому выше).

Будет совершенно понятно, что во время работы газотурбинный двигатель 1 и электрическая машина 12 могут смазываться и регулироваться по температуре с помощью, соответственно, контуров 3 и 15.

Задачей настоящего изобретения является: во-первых, улучшение известной системы, изображенной на фиг.1, улучшение запуска газотурбинного двигателя 1 с помощью электрической машины 12, когда в холодную погоду температура гидравлической жидкости в контуре 3 очень низкая, в частности ниже -20ºС, и во-вторых, отвод тепловой энергии, рассеиваемой электрической машиной 12 на земле.

Фиг.2 изображает первый пример системы I согласно настоящему изобретению и то, что является улучшением системы, изображенной на фиг.1. Эта фиг.2 снова показывает все элементы с 1 по 19, F и С, описанные выше.

Кроме того, система I содержит:

- теплообменник 20, расположенный между гидравлическими контурами 3 и 15, который может быть заблокирован, на стороне контура 15 с помощью обходного канала 21 под управлением управляемого клапана 22;

- управляемые обходные каналы 23, 24, 25, установленные, соответственно, параллельно теплообменникам 9 и 10 и фильтру 5, для того чтобы иметь возможность блокировать действие этих элементов гидравлического контура 3; и

- управляемые обходные каналы 26 и 27, установленные, соответственно, параллельно теплообменникам 18 и 19, для того чтобы иметь возможность блокировать действие этих теплообменников гидравлического контура 15.

Когда газотурбинный двигатель 1 запускается стартером 12 в нормальных температурных условиях, обходной канал 21 открыт за счет действия управляемого клапана 22, таким образом, не существует температурного соединения между гидравлическими контурами 3 и 15 через теплообменник 20. Кроме того, обходные каналы с 23 по 27 закрыты, таким образом элементы 9, 10, 5, 18 и 19 не блокируются. С точки зрения теплового обмена, система I фиг. 2 в этом случае находится в тех же самых условиях, как и известная система, изображенная на фиг.1.

В противоположность этому, когда газотурбинный двигатель 1 запускается стартером 12 в холодную погоду, клапан 22 управляется так, что он блокирует обходной канал 21 и вынуждает гидравлическую жидкость контура 15 проходить через теплообменник 20. Поэтому гидравлическая жидкость контура 3 прогревается с помощью жидкости из контура 15, или другими словами прогревается за счет тепловой энергии, рассеиваемой от стартера 12, которая до некоторой степени, как упоминалось выше, поддерживает или даже позволяет газотурбинному двигателю 1 запуститься. Такое прогревание гидравлической жидкости контура 3 поддерживается и ускоряется еще за счет того, что элементы 5, 9, 10, 18 и 19 являются в этом случае короткозамкнутыми с помощью соответствующих обходных каналов с 23 по 27, которые управляются таким образом, чтобы быть открытыми.

Это состояние для запуска в холодную погоду с закрытым обходным каналом 21 и открытыми обходными каналами с 23 по 27 может поддерживаться до тех пор, пока температура гидравлической жидкости контура 3 не достигнет заданного значения или альтернативно до тех пор, пока не запустится двигатель 1.

В последнем примере, если температура жидкости гидравлического контура должна была бы достигнуть температуры, которая вызывает риск повреждения упомянутого газотурбинного двигателя, то в этом случае передача тепла прервалась бы с помощью открытия обходного канала 21 срабатыванием клапана 22. В добавление к этому, обходной канал 24 и, возможно, обходной канал 23 в этом случае были бы закрыты, чтобы таким образом привести в действие соответствующий теплообменник 10 и 9. Кроме того, было бы возможным активизировать теплообменник 19 и, возможно, теплообменник 18 таким же способом.

В альтернативной модели варианта осуществления изобретения, проиллюстрированного системой II на фиг.3, мы снова находим все элементы системы I фиг.2, за исключением теплообменника 19 (эффективного, главным образом, на земле) и его обходного канала 27. В системе II весь сборочный узел теплообменника 20, обходного канала 21 и клапана 22 не только служит для прогрева жидкости гидравлического контура 3 во время холодных запусков, как объяснялось выше, но также позволяет теплообменнику 10 (и, возможно, теплообменнику 9) контура 3 газотурбинного двигателя 1 действовать как теплообменник 19 во время запусков при нормальной температуре.

Как только стартер 12 активизируется независимо от температурных условий, в системе II фиг.3 происходит следующее: клапан 22 закрывает обходной канал 21 таким образом, что тепловая энергия передается от гидравлического контура 15 к гидравлическому контуру 3. До тех пор пока температура жидкости в гидравлическом контуре 3 остается ниже заданного значения, обходной канал 24 теплообменника 10 (и, возможно, обходной канал 23 теплообменника 9) остается (остаются) открытыми, блокируя упомянутый теплообменник 10 (9). И наоборот, как только температура достигает этого заданного значения, обходной канал 24 (23) закрывается и теплообменник 10 (9) отводит тепло в топливо С.

Хотя приведенные выше примеры описывали средства односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическими контурами 15 и 3 в виде теплообменника 20, соединенного с обходным каналом 21 и с управляемым клапаном 22, не стоит и говорить, что эти средства могли бы быть заменены каким-либо другим типом теплообменника, например, таким как термосифонные тепловые трубы, таким образом, создавая возможность обходиться без упомянутого управляемого клапана. Кроме того, эти односторонние средства передачи могут быть продублированы, чтобы обеспечить системе резервирование в случае возникновения неисправности. Они могут быть, предпочтительно, размещены в баке 8, для получения большей эффективности.

1. Способ для запуска газотурбинного двигателя (1) летательного аппарата при помощи электрического стартера (12), при этом упомянутый газотурбинный двигатель обеспечен, по меньшей мере, одним контуром (3) гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого газотурбинного двигателя (1), согласно этому способу, когда упомянутый газотурбинный двигатель (1) запускают в холодную погоду, по меньшей мере, некоторая часть тепловой энергии, генерируемой упомянутым электрическим стартером (12), передается гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1),
в котором контур (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1) обеспечен средствами (9, 10) регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым газотурбинным двигателем (1), когда он работает, при этом упомянутые средства (9, 10) регулирования температуры блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1).

2. Способ по п.1, в котором тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1), когда температура в нем составляет, по меньшей мере, приблизительно ниже -20°С.

3. Способ по п.1, выполняемый с помощью стартера (12), обеспеченного, по меньшей мере, одним контуром (15) гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого стартера (12), в котором тепловая энергия передается от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) через контур (15) смазки упомянутого стартера (12).

4. Способ по п.3, выполняемый с помощью стартера (12), контур (15) смазки которого обеспечен средствами (18, 19) регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым стартером (12) во время его работы, в котором упомянутые средства (18, 19) регулирования температуры контура (15) смазки стартера (12) блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1).

5. Способ по п.1, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1) продолжается до тех пор, пока температура гидравлической жидкости упомянутого контура (3) смазки не достигнет первого заданного значения, соответствующего нормальной вязкости упомянутой жидкости.

6. Способ по п.1, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) продолжается до тех пор, пока упомянутый газотурбинный двигатель (1) не запустится.

7. Способ по п.6, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) прерывается перед запуском упомянутого газотурбинного двигателя, если температура этой гидравлической жидкости достигает второго заданного значения, при котором появляется риск повреждения упомянутого газотурбинного двигателя (1).

8. Система для запуска газотурбинного двигателя (1) с помощью электрического стартера (12), при этом упомянутый газотурбинный двигатель (1) и упомянутый стартер (12) содержат каждый гидравлический контур (3, 15) смазки и средства (8, 9; 18, 19) регулирования температуры для отвода тепла, которая содержит:
управляемые средства (20, 21, 22) для односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическим контуром (15) смазки стартера (12) и гидравлическим контуром (3) смазки газотурбинного двигателя (1); и управляемые средства (23, 24; 26, 27) для блокирования средств (8, 9; 18, 19) регулирования температуры гидравлических контуров (3, 15) смазки газотурбинного двигателя (1) и стартера (12).

9. Система по п.8, в которой часть (10) средств регулирования температуры гидравлического контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) эффективна, когда летательный аппарат стоит на земле, в которой:
упомянутые управляемые средства (20, 21, 22) для односторонней передачи тепловой энергии обеспечивают соединение между гидравлическим контуром (15) смазки упомянутого стартера (12) и упомянутой частью (10) средств регулирования температуры гидравлического контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) таким образом, чтобы упомянутая часть (10) обеспечивала регулирование температуры для гидравлического контура (15) смазки упомянутого стартера (12), когда летательный аппарат стоит на земле.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и направлено на усовершенствование конструкции стартер-генератора. .

Изобретение относится к способу автовоспламенения топливной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. .

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к устройству вращения ротора ГТД при визуальном контроле его рабочих лопаток. .

Изобретение относится к свечам зажигания поверхностного разряда, применяемым для инициации плазмы и воспламенения газообразных и жидких топлив. .

Изобретение относится к системе запуска ГТУ (газотурбинных установок), используемых для привода нагнетателей транспортирования газа по магистральным газопроводам, привода энергетических установок и транспортных средств.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к области энергетики, в частности к способам пуска и газоснабжения газоперекачивающих агрегатов, и может быть использовано при пуске любых газотурбинных установок.

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора проектируемого или находящегося в эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к турбинной установке, в частности к турбореактивному двигателю, включающему в себя встроенный генератор электрического тока, расположенный соосно с турбинной установкой.

Изобретение относится к подшипнику вращающегося вала турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме высокотемпературного газотурбинного двигателя (ГТД) летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным двухвальным двигателям с противовращением роторов. .

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к опорам для вращающихся с большой окружной скоростью роторов газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к устройствам смазки радиальных роликоподшипников, и может использоваться для смазки работающих в тяжелых условиях межроторных роликоподшипников.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбомашин авиационного и наземного применения
Наверх