×
20.02.2014
216.012.a1c3

Результат интеллектуальной деятельности: ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002507126
Дата охранного документа
20.02.2014
Аннотация: Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику авиационного двигателя. Воздухозаборник (113) предназначен для соединения с фюзеляжем (141) самолета при помощи пилона (134), при этом локальная длина этого воздухозаборника, измеренная параллельно оси (А) двигателя между точкой передней кромки (138) воздухозаборника и поперечной плоскостью (Р), находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше (Lmax) в зоне (142) воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше (Lmin) в зоне воздухозаборника, противоположной пилону. Технический результат заключается в упрощении конструкции воздухозаборника. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Настоящее изобретение касается воздухозаборника авиационного двигателя, в частности авиационного двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель (на английском языке “open-rotor pusher” или “pusher unducted fan”).

Двигатель этого типа содержит две турбины противоположного вращения, каждая из которых неподвижно соединена во вращении с воздушным винтом, находящимся снаружи гондолы двигателя, при этом оба винта установлены коаксиально друг за другом на находящемся ниже по потоку конце двигателя.

Этот двигатель крепят на самолете при помощи пилона, который проходит по существу радиально относительно продольной оси двигателя, внутренний конец которой соединен с находящимся выше по потоку концом гондолы двигателя, то есть с воздухозаборником этого двигателя.

Пилон должен находиться на достаточном осевом расстоянии от винтов и от находящегося выше по потоку конца или передней кромки воздухозаборника, в частности, из соображений аэродинамики. В известных технических решениях воздухозаборник двигателя необходимо удлинить в осевом направлении для обеспечения соединения пилона с воздухозаборником и с двигателем, что приводит к значительному увеличению массы гондолы и к лобовому сопротивлению, создаваемому этой гондолой во время работы.

Как правило, в известных технических решениях воздухозаборник двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, является, в основном, осесимметричным, то есть его передняя кромка вписана в плоскость, перпендикулярную к оси двигателя. Осесимметричный воздухозаборник имеет постоянное соотношение L/D по своей окружности, при этом L является локальной длиной воздухозаборника, измеренной параллельно оси двигателя между точкой передней кромки и плоскостью, проходящей на уровне входного колеса двигателя, и D является внутренним диаметром воздухозаборника на уровне этого входного колеса.

Если воздухозаборник не является осесимметричным, его передняя кромка образует приблизительно плоскую поверхность, называемую сечением захвата (на английском языке “hilite” или “high light”). Для этого типа воздухозаборника определяют общую длину воздухозаборника, которая равна расстоянию между поперечной плоскостью на уровне входного колеса двигателя и точкой пересечения между плоскостью захвата воздухозаборника и осью двигателя.

Например, известны воздухозаборники авиационного двигателя скошенного типа (на английском языке “scarf”), плоскость захвата которых имеет ярко выраженный наклон относительно продольной оси двигателя, при этом нижняя часть воздухозаборника выступает в осевом направлении выше по потоку, относительно его верхней части. Воздухозаборник этого типа определяется «общим» соотношением L/D (общая длина к диаметру) и имеет «локальное» соотношение L/D (локальная длина к диаметру), которое меняется линейно на окружности воздухозаборника.

Это особая форма скошенного воздухозаборника в основном предназначена для ограничения шума, создаваемого двигателем выше по потоку, в направлении земли. Действительно, нижняя часть большей длины скошенного воздухозаборника позволяет отражать и отклонять вверх большую часть шума, исходящего от двигателя в направлении выше по потоку во время работы. Как правило, этот тип двигателя крепят под крылом самолета при помощи пилона, который соединен с воздухозаборником на уровне его верхней части меньшей длины.

Настоящее изобретение призвано предложить простое, эффективное и экономичное решение вышеуказанных проблем, связанных с соединением пилона с воздухозаборником авиационного двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель.

В этой связи, объектом настоящего изобретения является воздухозаборник авиационного двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, предназначенный для соединения с фюзеляжем самолета при помощи пилона, отличающийся тем, что локальная длина воздухозаборника, измеренная параллельно оси двигателя между точкой передней кромки воздухозаборника и поперечной плоскостью, находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше в зоне воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше в зоне воздухозаборника, противоположной пилону.

Локальная длина воздухозаборника в соответствии с настоящим изобретением меняется на окружности воздухозаборника и является максимальной в зоне, соединенной с пилоном, и минимальной в противоположной зоне, в отличие от известных решений, согласно которым верхняя часть меньшей длины скошенного воздухозаборника соединена с пилоном крепления. Форму и размеры зоны воздухозаборника, соединенной с пилоном, оптимизируют в зависимости от размеров пилона, тогда как форму и размеры остальной части воздухозаборника оптимизируют независимо от этого пилона таким образом, чтобы ограничить массу воздухозаборника и лобовое сопротивление, создаваемое гондолой двигателя во время работы.

Изменение локальной длины воздухозаборника является нелинейным на окружности воздухозаборника. В отличие от известных решений, сечение захвата воздухозаборника не является плоским, и невозможно определить длину воздухозаборника в соответствии с настоящим изобретением «общим» соотношением L/D.

Предпочтительно «локальное» соотношение L/D воздухозаборника меняется примерно между 2,5 и 0,9 между зоной, соединенной с пилоном, и противоположной зоной воздухозаборника, при этом L является локальной длиной воздухозаборника, и D является его внутренним диаметром, при этом L и D измеряют, как указано было выше.

Предпочтительно в направлении, перпендикулярном к средней плоскости, проходящей через ось пилона и через ось двигателя, передняя кромка воздухозаборника имеет контур по существу в виде двугранного угла. В вершине двугранный угол заключен, например, приблизительно между 90 и 175°. Вершина двугранного угла может иметь закругленную вогнутую форму со стороны раскрыва двугранного угла. Стороны двугранного угла могут быть по существу прямолинейными или изогнутыми, вогнутыми или выпуклыми.

Предпочтительно воздухозаборник является симметричным относительно средней плоскости, проходящей через ось пилона и через ось двигателя. Передняя кромка воздухозаборника в соответствии с настоящим изобретением образует при этом два двугранных угла, расположенных по обе стороны от этой средней плоскости и соединенных закруглениями.

Стороны, находящиеся выше по потоку, этих двух двугранных углов проходят в первой плоскости воздухозаборника, которая имеет наклон по отношению к оси двигателя, а стороны, находящиеся ниже по потоку, двугранных углов проходят во второй плоскости воздухозаборника, имеющей больший наклон к оси двигателя. Эти две плоскости являются пересекающимися, при этом линия пересечения этих двух плоскостей проходит по существу на уровне вершин двугранных углов. Таким образом, воздухозаборник в соответствии с настоящим изобретением ограничен двумя плоскостями воздухозаборника в отличие от известного воздухозаборника, который ограничен только одной плоскостью.

Согласно другом отличительному признаку изобретения, воздухозаборник содержит осевой выступ, при этом пилон предназначен, чтобы проходить по существу в осевом направлении и радиально относительно оси двигателя, начиная от этого выступа воздухозаборника. Форма и размеры этого выступа определены в зависимости от формы и размеров пилона. Этот выступ может также служить для установки других крупногабаритных агрегатов двигателя.

Передняя кромка и/или задняя кромка пилона могут иметь наклон под углом, заключенным примерно между 10 и 35° относительно поперечной плоскости.

Объектом изобретения является также авиационный двигатель с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, содержащий описанный выше воздухозаборник.

Объектом изобретения является также самолет, отличающийся тем, что содержит два или более двигателей вышеуказанного типа, причем эти двигатели закреплены при помощи пилонов на задней части фюзеляжа самолета по обе стороне от этого фюзеляжа. Если самолет содержит два двигателя, предпочтительно пилон крепления каждого двигателя имеет наклон под углом, заключенным между 5 и 45° и, например, примерно 20° относительно горизонтальной плоскости, проходящей по существу на уровне конца пилона, соединенного с фюзеляжем. Если самолет содержит дополнительный двигатель, пилон крепления этого двигателя может находиться по существу в вертикальной плоскости. Этот третий двигатель может быть установлен над фюзеляжем самолета.

Настоящее изобретение и его другие подробности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид в осевом разрезе двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель.

Фиг. 2 - схематичный вид в перспективе самолета, оборудованного двумя двигателями с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 3 - увеличенный вид одного из двигателей, показанных на фиг. 2.

Фиг. 4 - схематичный вид в перспективе гондолы и пилона двигателя, показанного на фиг. 3.

Фиг. 5 - схематичный частичный увеличенный вид сбоку гондолы и пилона, показанных на фиг. 4.

Обратимся сначала к фиг. 1, на которой показан авиационный двигатель 10 с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, при этом двигатель 10 содержит газотурбинную силовую установку, охваченную по существу осесимметричной гондолой 12, находящийся выше по потоку конец которой образует воздухозаборник 13.

От части, находящейся выше по потоку, до части, находящейся ниже по потоку, в направлении течения газов внутри газотурбинной силовой установки газотурбинная силовая установка содержит компрессор 14, камеру 16 сгорания, находящуюся выше по потоку турбину 18 высокого давления и две находящиеся ниже по потоку турбины 20, 22 низкого давления противоположного вращения, то есть вращающиеся в противоположных направлениях вокруг продольной оси А двигателя.

Каждая находящаяся ниже по потоку турбина 20, 22 неподвижно соединена во вращении с наружным воздушным винтом 24, 26, который проходит по существу радиально снаружи гондолы 12.

Воздушный поток 28, который заходит в воздухозаборник 13, проходит в компрессор 14, где он сжимается, затем смешивается с топливом и сгорает в камере 16 сгорания, при этом газообразные продукты горения выбрасываются в турбины и приводят во вращение винты 26, 28, которые обеспечивают основную часть тяги двигателя. Газообразные продукты сгорания 30, выходящие из турбин 20, 22, выбрасываются через выходное сопло 32, увеличивая тягу двигателя.

Воздушные винты 24, 26 расположены вблизи находящегося ниже по потоку конца двигателя и называются толкающими в отличие от наружных воздушных винтов, которые, будучи расположенными выше по потоку от двигателя, называются тянущими.

Этот тип двигателя соединяют с частью самолета, такой как фюзеляж, через пилон 34, который проходит по существу радиально по отношению к оси А снаружи гондолы 12 и который должен находиться на достаточном осевом расстоянии Х1 от передних кромок лопастей находящегося выше по потоку винта 24 и на достаточном осевом расстоянии Х2 от передней кромки воздухозаборника, в частности, из соображений аэродинамики. В известных решениях необходимо удлинять воздухозаборник 13 в осевом направлении для обеспечения соединения пилона 34 с двигателем.

В примере, представленном на фиг. 1, воздухозаборник 13, показанный сплошной линией, имеет оптимальную минимальную длину для обеспечения, в частности, направления воздуха к компрессору 16, тогда как воздухозаборник 13', показанный пунктирной линией, удлинен для обеспечения соединения пилона 34 с двигателем 10. Однако удлинение воздухозаборника приводит к значительному увеличению массы двигателя и лобового сопротивления, создаваемого им во время полета.

Воздухозаборник 13 двигателя выполнен профилированным, и его находящийся выше по потоку конец или передняя кромка 38 имеет в сечении закругленную выпуклую форму.

Воздухозаборник авиационного двигателя может быть, в частности, определен «локальным» соотношением L/D, которое в представленном примере является постоянным на всей окружности воздухозаборника. D является внутренним диаметром воздухозаборника 13, измеренным на уровне первого колеса или входного колеса компрессора 14, а L является локальной длиной этого воздухозаборника, измеренной параллельно оси А между точкой передней кромки 38 и поперечной плоскостью Р, находящейся на уровне входного колеса компрессора 14. В данном случае воздухозаборник 13 является осесимметричным, и все точки передней кромки 38 находятся в одной поперечной плоскости Р1 (или Р2 в случае воздухозаборника 13'), называемой плоскостью или сечением захвата воздуха.

Показанный сплошной линией воздухозаборник 13 имеет длину L1 (измеренную между Р и Р1) и определен соотношением L1/D, а показанный пунктиром воздухозаборник 13' имеет длину L2 (измеренную между Р и Р2) и определен соотношением L2/D.

Изобретение позволяет устранить вышеуказанные проблемы, связанные с удлинением воздухозаборника двигателя, благодаря воздухозаборнику, соотношение L/D которого не является постоянным, а меняется нелинейно на окружности воздухозаборника, при этом зона воздухозаборника большей длины соединена с пилоном.

На фиг. 2-5 показан предпочтительный вариант выполнения изобретения, в котором элементы, описанные со ссылками на фиг. 1, обозначены теми же цифровыми позициями, увеличенными на сто.

Самолет 140, показанный на фиг. 1, оборудован двумя двигателями 110 с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель, причем эти двигатели закреплены при помощи пилонов 134 на задней части фюзеляжа 141 самолета по обе стороны от этого фюзеляжа.

Гондола 112 каждого двигателя содержит на своем находящемся выше по потоку конце воздухозаборник 113 в соответствии с настоящим изобретением, который содержит осевой выступ 142 соединения с пилоном 134. Этот пилон 134 проходит по существу радиально по отношению к оси А двигателя от выступа 142 воздухозаборника наружу до фюзеляжа 141 самолета. Таким образом, выступ 142 воздухозаборника находится со стороны фюзеляжа 141 самолета. Пилон 134 наклонен под углом α, заключенным между 5 и 45°, например, приблизительно 20° относительно горизонтальной плоскости, проходящей по существу на уровне конца пилона 134, соединенного с фюзеляжем 141.

Выступ 142 имеет общую треугольную или трапециевидную форму, вершина или малое основание которой находится выше по потоку и (большое) основание которой находится ниже по потоку. Находящееся ниже по потоку основание выступа 142 проходит в угловом направлении вокруг оси А под углом, меньшим или равным примерно 180°.

Этот выступ 142 образует зону большей осевой длины воздухозаборника, и его длина, измеренная между вышеуказанной плоскостью Р и поперечной плоскостью Р2', проходящей на уровне находящегося выше по потоку конца выступа, обозначена Lmax. Эта длина Lmax по существу равна длине L2 воздухозаборника 13', показанного на фиг. 1, где этот воздухозаборник 13' удлинен для обеспечения соединения пилона 34 с двигателем.

Длина Lmax позволяет вычислить максимальное значение соотношения L/D воздухозаборника, которое равно Lmax/D и составляет, например, приблизительно 2,5.

Выступ 142 соединен с по существу кольцевым участком 144 воздухозаборника, который проходит вокруг оси А и определяет зону меньшей длины воздухозаборника. Этот участок 144 диаметрально противоположен выступу 142. Длина этого участка 144, измеренная между плоскостью Р и поперечной плоскостью Р', проходящей на уровне находящегося ниже по потоку конца этого участка, обозначена Lmin (при этом находящийся ниже по потоку конец участка 144 диаметрально противоположен находящемуся выше по потоку концу выступа 142). Эта длина Lmin по существу равна длине L1 воздухозаборника 13, показанного на фиг. 1, то есть оптимальному минимальному значению этого воздухозаборника, определяемому независимо от пилона.

Длина Lmin позволяет вычислить минимальное значение соотношения L/D воздухозаборника, которое равно Lmin/D и составляет, например, приблизительно 0,9.

Если смотреть на воздухозаборник 113 сбоку или в направлении, перпендикулярном к средней плоскости, проходящей через ось А двигателя и ось пилона 134, как в случае, показанном на фиг.5, передняя кромка 138 образует по обе стороны от оси А двугранный угол с относительно большим углом раскрыва β, то есть превышающим 90°. Этот угол β в представленном примере составляет 120-150°.

Таким образом, по обе стороны от средней плоскости передняя кромка 138 воздухозаборника образует множество разных длин L', L” воздухозаборника, находящихся между Lmin и Lmax. Эти длины позволяют менять соотношение L/D воздухозаборника на всей его окружности. В отличие от известных решений изменение этого соотношения не является линейным (случай, когда передняя кромка проходит в одной и той же единственной наклонной плоскости воздухозаборника), а, наоборот, является нелинейным и, например, приблизительно гиперболическим или параболическим. Эта особая конфигурация передней кромки 138 позволяет образовать, по меньшей мере, две плоскости воздухозаборника.

В примере, показанном на фиг. 5, передняя кромка 138 воздухозаборника образует две пересекающиеся плоскости Р3, Р4, имеющие наклон относительно оси А. Первая находящаяся выше по потоку плоскость Р3 образована частью передней кромки выступа 142 (или находящимися выше по потоку сторонами вышеуказанных двугранных углов) и наклонена под углом, заключенным между приблизительно 15 и 50º относительно оси А. Вторая находящаяся ниже по потоку плоскость Р4 образована частью передней кромки участка 144 воздухозаборника (или находящимися ниже по потоку сторонами двугранных углов) и наклонена под углом примерно 70-90° относительно оси А. Эти две плоскости Р3, Р4 пересекаются по существу на уровне зон соединения между выступом 142 и кольцевым участком 144 воздухозаборника.

Как показано также на фиг. 5, зона 146 соединения между воздухозаборником 113 и передней кромкой пилона 134 находится в поперечной плоскости, которая проходит между поперечными плоскостями Р1' и P2'.

Как показано также на фиг. 6, передняя кромка 238 воздухозаборника 213 образует по обе стороны от оси А двугранный угол с углом раскрыва β', например, заключенным приблизительно между 90 и 175°. Этот угол β' в представленном примере приблизительно равен 170°.

В данном случае передняя кромка 250 пилона 234 наклонена относительно плоскости, перпендикулярной к оси А двигателя, под углом γ, заключенным примерно между 10 и 35° и предпочтительно 20°. Задняя кромка 252 пилона 234 тоже наклонена относительно плоскости, перпендикулярной к оси А, под углом γ', заключенным примерно между 10 и 35° и предпочтительно 20°. Значения углов γ и γ' могут быть одинаковыми или разными.

Кроме того, пилон крепления двигателя на самолете может быть наклонен относительно радиальной плоскости, проходящей через ось двигателя.

В варианте выполнения изобретения осевой выступ воздухозаборника позволяет установить крупногабаритное оборудование двигателя, отличное от пилона.


ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
ВОЗДУХОЗАБОРНИК АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТОЛКАЮЩИМИ ВОЗДУШНЫМИ ВИНТАМИ, НЕ ЗАКЛЮЧЕННЫМИ В ОБТЕКАТЕЛЬ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 51-60 of 928 items.
27.04.2013
№216.012.3abe

Устройство возврата масла

Устройство предназначено для возврата масла, содержит подшипниковые опоры, установленные на промежуточном корпусе турбины, первый и второй подшипники, установленные на подшипниковых опорах, цапфу турбины низкого давления, установленную с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480599
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.04.2013
№216.012.3b0c

Камера сгорания турбомашины

Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две круговые коаксиальные стенки, расположенные одна внутри другой и ограничивающие собой камеру. Каждая из этих стенок содержит, по меньшей мере, одну кольцевую канавку, расположенную вокруг продольной оси камеры и выходящую внутрь камеры. Канавка...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480677
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e24

Ступень турбины или компрессора турбореактивного двигателя

Ступень турбореактивного двигателя содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, установленного на корпусе и содержащего окружной выступ. Выступ прижат к кольцевому рельсу корпуса стопорным органом С-образного сечения, заходящим в осевом направлении на рельс...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481475
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e25

Выхлопной кожух газотурбинного двигателя

Выхлопной кожух газотурбинного двигателя, включающий в себя втулку, наружную обечайку, коаксиальную со втулкой, и множество плеч. Втулка центрирована на оси и несет на каждой из своих передней по потоку и задней по потоку поверхностей кольцевой фланец, коаксиальный со втулкой. Плечи соединяют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481476
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e2a

Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей. Устройство подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя содержит первый и второй диски турбины и кольцо на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан. Второй диск турбины содержит ячейки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481481
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e3c

Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины

Узел диффузор-направляющий аппарат установлен на выходе центробежного компрессора в турбомашине и включает диффузор с входным и выходным кольцевыми фланцами, объединенными лопатками, а также направляющий аппарат с множеством лопаток на радиально внутренней кольцевой стенке, окруженных наружным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481499
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.3fef

Способ восстановления элементов турбомашины

Изобретение относится к способу восстановления элементов турбомашины. Способ восстановления элемента турбомашины из металлического материала на основе никеля, кобальта, железа или титана с защитным покрытием из алюминия, циркония, окиси иттрия, карбида титана или карбида вольфрама, прилегающим...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481937
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.3ffc

Изготовленный из композитного материала фланец с механически обрабатываемой частью

Изобретение относится к фланцу (100), изготовленному из композитного материала, содержащему полимерную матрицу, усиленную волокнистой структурой. Фланец содержит конструктивную часть (130), усиленную основной волокнистой структурой (30), и первую механически обрабатываемую часть (120),...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481950
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.415e

Блок газотурбинного двигателя, модуль газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Блок газотурбинного двигателя содержит первый и второй узлы, неподвижно соединенные друг с другом при помощи, по меньшей мере, одного устройства соединения. Это устройство содержит вилку, предназначенную для соединения с первым узлом, и соединительный элемент, предназначенный для соединения со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482304
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.4181

Инжектирование воздуха в тракт компрессора газотурбинного двигателя

Компрессор газотурбинного двигателя содержит кольцевой картер (14) и кольцевой ряд лопаток спрямляющего аппарата с регулируемым углом установки. Каждая лопатка содержит перо (16), один конец которого соединен посредством пластины (17) с круглым контуром с цилиндрической радиальной цапфой (18),...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482339
Дата охранного документа: 20.05.2013
Showing 51-60 of 667 items.
27.04.2013
№216.012.3abe

Устройство возврата масла

Устройство предназначено для возврата масла, содержит подшипниковые опоры, установленные на промежуточном корпусе турбины, первый и второй подшипники, установленные на подшипниковых опорах, цапфу турбины низкого давления, установленную с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480599
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.04.2013
№216.012.3b0c

Камера сгорания турбомашины

Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две круговые коаксиальные стенки, расположенные одна внутри другой и ограничивающие собой камеру. Каждая из этих стенок содержит, по меньшей мере, одну кольцевую канавку, расположенную вокруг продольной оси камеры и выходящую внутрь камеры. Канавка...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480677
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e24

Ступень турбины или компрессора турбореактивного двигателя

Ступень турбореактивного двигателя содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, установленного на корпусе и содержащего окружной выступ. Выступ прижат к кольцевому рельсу корпуса стопорным органом С-образного сечения, заходящим в осевом направлении на рельс...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481475
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e25

Выхлопной кожух газотурбинного двигателя

Выхлопной кожух газотурбинного двигателя, включающий в себя втулку, наружную обечайку, коаксиальную со втулкой, и множество плеч. Втулка центрирована на оси и несет на каждой из своих передней по потоку и задней по потоку поверхностей кольцевой фланец, коаксиальный со втулкой. Плечи соединяют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481476
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e2a

Устройство подачи воздуха для вентиляции лопаток турбины низкого давления газотурбинного двигателя, ротор турбины газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей. Устройство подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя содержит первый и второй диски турбины и кольцо на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан. Второй диск турбины содержит ячейки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481481
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e2b

Компоновка систем впрыска на задней стенке камеры сгорания авиационного двигателя

Модуль камеры сгорания авиационного двигателя содержит заднюю стенку камеры сгорания, множество многоточечных систем впрыска и множество фиксирующих устройств. На периферии задней стенки камеры сгорания имеется множество сквозных отверстий, отделенных друг от друга. Каждая из множества...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481482
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.05.2013
№216.012.3e3c

Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины

Узел диффузор-направляющий аппарат установлен на выходе центробежного компрессора в турбомашине и включает диффузор с входным и выходным кольцевыми фланцами, объединенными лопатками, а также направляющий аппарат с множеством лопаток на радиально внутренней кольцевой стенке, окруженных наружным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481499
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.3fef

Способ восстановления элементов турбомашины

Изобретение относится к способу восстановления элементов турбомашины. Способ восстановления элемента турбомашины из металлического материала на основе никеля, кобальта, железа или титана с защитным покрытием из алюминия, циркония, окиси иттрия, карбида титана или карбида вольфрама, прилегающим...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481937
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.3ffc

Изготовленный из композитного материала фланец с механически обрабатываемой частью

Изобретение относится к фланцу (100), изготовленному из композитного материала, содержащему полимерную матрицу, усиленную волокнистой структурой. Фланец содержит конструктивную часть (130), усиленную основной волокнистой структурой (30), и первую механически обрабатываемую часть (120),...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481950
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.415e

Блок газотурбинного двигателя, модуль газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Блок газотурбинного двигателя содержит первый и второй узлы, неподвижно соединенные друг с другом при помощи, по меньшей мере, одного устройства соединения. Это устройство содержит вилку, предназначенную для соединения с первым узлом, и соединительный элемент, предназначенный для соединения со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482304
Дата охранного документа: 20.05.2013
+ добавить свой РИД