×
20.10.2015
216.013.82ff

Результат интеллектуальной деятельности: ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса первой ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α, определенный в диапазоне α=(17÷27)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера G, определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне (124,0÷186,8) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды G, составляющим (7,2÷10,7)·10 [м/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей.

Известна профилированная лопатка компрессора для диска рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны повышенного и низкого давления, простирающиеся в радиальном направлении от хвостовика к вершине и в аксиальном направлении между передней и задней кромками, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, проходящие между передней и задней кромками, и центры тяжести, выровненные по оси укладки, имеющей двойной изгиб. Сторона низкого давления изогнута вдоль задней кромки вблизи хвостовика для уменьшения разделения потока на нем (RU 2000130594 А, опубл. 27.01.2003).

Известна рабочая лопатка компрессора, включающая перо и хвостовик. Хвостовик лопатки расположен горизонтально, а перо соединено с хвостовиком через промежуточный элемент - ножку. Между ножкой и пером размещена полка, формирующая проточную часть двигателя (Н.Н. Сиротин, А.С.Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011, стр. 257-263).

К недостаткам известных решений относятся неопределенность достижения эффективного взаимодействия лопаток с потоком рабочего тела вследствие отсутствия конкретизации диапазонов геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и угловой установки лопатки в рабочем колесе ротора, а также сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и как следствие сложность обеспечения оптимальной динамической прочности и повышенного ресурса лопатки.

Задача настоящего изобретения состоит в разработке лопатки рабочего колеса первой ступени ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя с улучшенными конструктивными и аэродинамическими параметрами пространственной конфигурации и жесткостью пера лопатки, обеспечивающими возможность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД, увеличения расхода сжимаемого рабочего тела - воздуха в первой ступени и подачи воздушного потока в последующие ступени КНД на всех режимах работы двигателя, а также увеличение газодинамической устойчивости и ресурса без увеличения материалоемкости лопатки.

Поставленная задача решается тем, что лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, согласно изобретению содержит перо с радиальной осью и хвостовик с продольной осью и предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса первой ступени, для чего хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°; кроме того перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на упомянутую условную осевую плоскость в диапазоне

Gз.п=(αпк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к радиальной оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки; причем перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x,

Gy.x=(Lп.x-Lк.x)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],

где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей кромки пера лопатки; Lк.х - длина корневой хорды, соединяющей кромки пера лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.

При этом лопатка может быть снабжена антивибрационной полкой, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца пера лопатки и ориентированной вдоль потока рабочего тела, а каждый торец указанной полки выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.

Перо лопатки может быть выполнено выпукло-вогнутым, с вогнутой поверхностью в виде корыта, наделенного функцией нагнетания, и с выпуклой поверхностью, образующей спинку пера с функцией разрежения давления и всасывания потока рабочего тела при вращении рабочего колеса, кроме того, хорда, соединяющая боковые кромки пера в корневой зоне, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера, практически не менее угла αк установки хвостовика лопатки.

Перо лопатки может быть выполнено переменной по ширине и высоте пера толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки и корыта относительно условной хорды, соединяющей боковые кромки пера лопатки.

Периферийный торец пера лопатки может быть выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с зазором, достаточным для беспрепятственного вращения рабочего колеса с лопатками.

Технический результат изобретения, достигаемый приведенной совокупностью признаков лопатки рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД, заключается в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора на 2,2% при повышении ресурса лопатки в 2 раза.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

на рис. 1 изображена лопатка рабочего колеса первой ступени, вид сбоку;

на рис. 2 - лопатка рабочего колеса первой ступени, вид сверху;

на рис. 3 - перо лопатки рабочего колеса первой ступени, поперечный разрез;

на рис. 4 - фрагмент диска рабочего колеса первой ступени, фронтальная проекция.

Турбореактивный двигатель включает корпус с проточной частью, ограниченной по периферийному контуру корпусом двигателя. Вал ротора КНД выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков с рабочими лопатками.

Лопатка содержит перо 1 с радиальной осью и хвостовик 2 с продольной осью. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов 3 диска 4 рабочего колеса первой ступени, для чего хвостовик 2 лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза 3 диска 4 и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера 1 лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°.

Перо 1 лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера G3п, определенным в проекции на упомянутую условную осевую плоскость в диапазоне

Gз.п=(αпк)/Lcp=(124,0÷186,8) [град/м],

где αк - проекция угла закрутки хорды корневого сечения пера 1 лопатки относительно оси ротора в условной осевой плоскости ротора, нормальной к радиальной оси лопатки; αп - аналогичная проекция угла закрутки относительно оси ротора наиболее удаленной периферийной хорды пера в плоскости, параллельной упомянутой осевой плоскости; Lcp - средняя осевая длина пера лопатки.

Перо 1 лопатки выполнено с боковыми кромками 5, расходящимися к периферийному торцу 6 с градиентом увеличения хорды Gy.x,

Gy.x=(Lп.x-Lк.x)/Lcp=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м],

где Lп.x - длина периферийной хорды, соединяющей кромки 5 пера 1 лопатки; Lк.х - длина корневой хорды, соединяющей кромки 5 пера 1 лопатки в условной плоскости, параллельной осевой плоскости ротора; Lcp - средняя осевая длина пера 1 лопатки.

Лопатка снабжена антивибрационной полкой 7, расположенной в зоне одной трети длины от периферийного торца 6 пера 1 лопатки и ориентированной вдоль потока рабочего тела. Каждый торец 8 указанной полки 7 выполнен с возможностью взаимного опирания на обращенный к нему аналогичный торец смежной лопатки рабочего колеса.

Перо 1 лопатки выполнено выпукло-вогнутым, с вогнутой поверхностью в виде корыта 9, наделенного функцией нагнетания, и с выпуклой поверхностью, образующей спинку 10 пера 1 с функцией разрежения давления и всасывания потока рабочего тела при вращении рабочего колеса. Хорда, соединяющая боковые кромки 5 пера 1 в корневой зоне 11, образует с осью ротора в проекции на упомянутую условную плоскость угол установки пера 1, практически не менее угла αк установки хвостовика 2 лопатки.

Перо 1 лопатки выполнено переменной по ширине и высоте пера 1 толщиной, определяемой в поперечном сечении как разность высот спинки 10 и корыта 9 относительно условной хорды 12, соединяющей боковые кромки 5 пера 1 лопатки.

Периферийный торец 6 пера 1 лопатки выполнен скошенным с повторением кривизны внутренней поверхности проточной части двигателя в зоне первой ступени КНД с уменьшением радиуса в направлении потока рабочего тела с зазором достаточным для беспрепятственного вращения рабочего колеса с лопатками. Лопатку рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД поэтапно изготавливают из прутка авиационного сплава. На первом этапе отрезают фрагмент прутка требуемой длины, из которого электровысадкой с последующей механической обработкой выполняют заготовку лопатки с локальными утолщениями на участках расположения хвостовика 2 и антивибрационной полки 7. На следующем этапе заготовку подвергают общему нагреву в электропечи до состояния термопластичности и выполняют горячую объемную штамповку, используя штамп, состоящий из двух ответно профилированных полуматриц. Рабочая поверхность одной из полуматриц штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности спинки 10 пера 1 лопатки. Рабочая поверхность другой полуматрицы штампа включает участок, форма которого выполнена ответной пространственной поверхности корыта 9 пера 1 лопатки. После чего лопатку подвергают механической обработке, включая обдирку облоя фрезерованием, протягивание хвостовика 2.

Доводку обтекаемых поверхностей профилей пера 1 и антивибрационной полки 7 производят фрезерованием с последующей полировкой. Контактные торцы 8 антивибрационной полки 7 упрочняют, нанося на них высокопрочный слой.

Изготовленная таким образом лопатка состоит из объединенных в одно целое пера 1 с хвостовиком 2 и антивибрационной полкой 7, выполненной как сегмент сборного кольца лопаточного венца рабочего колеса первой ступени ротора КНД ТРД.

Профиль пера лопатки имеет следующие геометрические параметры:

- в корневом сечении профиль пера 1 лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=5,59 мм; длина хорды пера - 61,5 мм; угол αк установки профиля пера 1 к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 22°;

- в периферийном сечении профиль пера лопатки выполнен с максимальной толщиной профиля Cmax=2,08 мм; длина хорды пера принята 82 мм; угол αп установки профиля пера к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки, составляет 60°;

- средняя осевая длина Lcp профиля пера 1 составляет 245 мм.

Антивибрационная полка 7 лопатки выполнена с максимальной толщиной 5 мм и размещена на среднем радиусе от оси вращения ротора, принятым 388 мм, с контактными поверхностями, выполненными под углом 25° к оси вращения ротора в проекции на осевую плоскость последнего, нормальную к оси пера лопатки.

Лопатка выполнена для фиксации на диске рабочего колеса вала ротора путем установки хвостовика 2 в пазу 3 обода диска 4.

Работа осуществляется следующим образом.

При работе компрессора каждая лопатка рабочего колеса первой ступени ротора КНД взаимодействует с рабочим телом, передавая последнему кинетическую и потенциальную энергию. В результате возникает направленный к выходу из лопаточного венца рабочего колеса поток сжимаемого рабочего тела, который поступает из межлопаточных каналов лопаточного венца рабочего колеса ротора на лопатки и в межлопаточные каналы направляющего аппарата статора первой ступени. После выравнивания в направляющем аппарате поток поступает в последующие ступени КНД.

В процессе реализации разработанной в изобретении конструкции лопатки рабочего колеса первой ступени ротора КНД технический результат достигается только при установке лопатки в рабочем колесе с ориентацией профиля пера 1 в корневом сечении лопатки под углом αк к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость ротора, нормальную к радиальной оси пера 1, в диапазоне угловых значений αк=(17÷27)°. В качестве оси пера 1 лопатки принята единственная прямая продольная ось профиля пера, совпадающая с осью закрутки профиля. В качестве оси ротора принята ось вращения ротора.

В сочетании с одновременным согласованным удовлетворением условий соответствия найденных в изобретении геометрических и аэродинамических параметров пространственной конфигурации пера и градиентов их изменения по высоте лопатки. При назначении угла αк в корневом сечении лопатки, принятом из интервала значений αк=(17÷27)°, найденного в изобретении с учетом углов установки профиля пера последующих ступеней ротора компрессора, достигаются наиболее высокие значения КПД, запасов ГДУ компрессора и ресурса лопатки.

При уменьшении угла αк<17° существенно ограничивается диапазон газодинамической устойчивости работы компрессора, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва воздушного потока с выпуклой спинки 10 лопатки с результирующей потерей ГДУ. С увеличением угла αк>27° возрастает риск срыва воздушного потока с корыта 9 пера 1 лопатки и снижается КПД. Кроме того, при увеличении угла αк>27° неоправданно возрастают напряжения в лопатке на всех режимах работы КНД, что приводит к снижению ресурса, увеличению материалоемкости лопаток и в конечном счете к утяжелению компрессора и снижению эксплуатационной экономичности двигателя.

Аналогичные процессы имеют место с получением положительного результата при соблюдении и отрицательного при выходе за пределы найденных в группе изобретений границ диапазонов градиентов Gy.п по длине Lcp пера 1 лопатки. При выполнении трехмерного профиля пера лопатки со значениями градиента Gy.п<124,0 [град/м] существенно ограничивается диапазон ГДУ работы КНД, падает КПД ступени и возрастает риск аварийно опасного срыва потока воздушного потока с выпуклой спинки 10 лопатки с результирующей потерей ГДУ. Увеличение отношения разности углов установки хорды 12 пера 1 по длине лопатки до значений градиента Gy.x, превышающих верхний принятый по изобретению предел Gy.x>186,8 [град/М], приводит к недопустимому уменьшению угла раскрытия периферийного участка пера 1 лопатки, что в свою очередь приводит к снижению КПД, негативному уменьшению диапазона ГДУ компрессора и недопустимому рассогласованию работы первой ступени ротора с последующими ступенями компрессора низкого давления. Градиент Gy.х увеличения хорды 12 пера 1 лопатки по средней длине Lcp пера 1 лопатки характеризует парусность пера 1, образованную в результате углового расхождения входной и выходной боковых кромок 5 пера 1 от втулки до периферийного торца 6.

Парусность пера 1 по высоте лопатки спрофилирована по упомянутому градиенту Gy.x углового расширения хорды 12 пера с заявленным диапазоном Gy.x=(7,2÷10,7)·10-2 [м/м], что обеспечивает получение технического результата изобретения. Уменьшение отношения разности длин периферийной и корневой хорд пера 1 к средней длине Lcp пера (Gy.х<7,2·10-2) приводит к образованию недостаточной густоты заполнения периферийного кольцевого участка площади поперечного сечения проточной части лопаточного венца периферийными участками пера 1 лопаток в проекции на условную плоскость, нормальную к оси ротора. Как следствие возникает недопустимое снижение запаса ГДУ, сужение диапазона газодинамической устойчивости работы компрессора и существенному снижению КПД за счет возможного срыва воздушного потока со спинки 10 лопатки. Увеличение (Gy.x>10,7·10-2) приводит к неоправданному увеличению потерь от трения потока о профиль пера 1 лопатки и к снижению КПД компрессора.

Повышение ресурса лопатки в два раза достигается при соблюдении условия соотношения разности толщин к средней длине пера 1 лопатки, принимаемого в пределах найденного в изобретении указанного диапазона значений градиента Gy.т=(1,25÷1,53)·10-2 [м/м] за счет обеспечения требуемой статической и динамической жесткости при оптимальной материалоемкости профиля пера 1 лопатки.

При значениях градиента Gy.т<1,25·10-2 [м/м] возникает излишнее повышение материалоемкости вследствие неоправданного реальными сочетаниями нагрузок увеличения толщины периферийной части лопатки, что приводит к завышению массы компрессора и снижению экономичности двигателя.

При значениях градиента Gy.т>1,53·10-2 [м/м] требуемое повышение ресурса лопатки не достигается из-за снижения динамической прочности в процессе эксплуатации компрессора вследствие неоправданного возрастания параметров изгибных колебаний профиля пера 1 при недопустимом уменьшении максимальной толщины профиля в наиболее нагруженной периферийной части длины пера лопатки.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени достигают повышения КПД и расширения диапазона режимов газодинамической устойчивости КНД двигателя без увеличения материалоемкости лопатки.


ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 81-90 of 322 items.
27.09.2014
№216.012.f7d1

Межвальное радиально-торцевое контактное уплотнение

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных полостей газотурбинных двигателей и энергетических установок. Техническим результатом является снижение степени износа графитовых колец, упрощение конструкции уплотнения, повышение его надежности при...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529278
Дата охранного документа: 27.09.2014
27.09.2014
№216.012.f7d2

Рабочее колесо компрессора турбомашины

Рабочее колесо компрессора турбомашины содержит диск с лопатками, расположенными друг за другом по его окружности, установленными с возможностью непосредственного взаимодействия между полками смежных лопаток. По меньшей мере, один демпфирующий элемент установлен под полками смежных лопаток с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529279
Дата охранного документа: 27.09.2014
10.11.2014
№216.013.040e

Газожидкостный сепаратор

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства газожидкостного сепаратора, используемого в маслосистемах энергетических газотурбинных установок для очистки от масла суфлируемого воздуха, выбрасываемого в атмосферу. Газожидкостный сепаратор содержит вертикальный корпус в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532436
Дата охранного документа: 10.11.2014
20.12.2014
№216.013.111a

Опора ротора турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин, содержащих радиально-упорные подшипники. Опора ротора содержит радиально-упорный шариковый подшипник, наружное кольцо которого установлено в корпусе, который в свою очередь механически соединен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535801
Дата охранного документа: 20.12.2014
20.12.2014
№216.013.111b

Установка для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535802
Дата охранного документа: 20.12.2014
27.01.2015
№216.013.2120

Маслосистема газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002539928
Дата охранного документа: 27.01.2015
20.02.2015
№216.013.2bbf

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные в промежуточном валу цапфу компрессора, вал турбины, стяжное устройство, контровочную трубу, а также регулировочную втулку и упорную гайку. Вал турбины установлен в промежуточном валу и соединен с ним...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542656
Дата охранного документа: 20.02.2015
27.02.2015
№216.013.2c29

Щеточное уплотнение

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к щеточным уплотнениям, предназначенным для уплотнения ротора относительно статора. Техническим результатом является повышение износостойкости и надежности щеточного уплотнения. Щеточное уплотнение содержит кольцевой пучок щеток,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542773
Дата охранного документа: 27.02.2015
20.03.2015
№216.013.3284

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544407
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3285

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544408
Дата охранного документа: 20.03.2015
Showing 81-90 of 418 items.
27.09.2014
№216.012.f7d2

Рабочее колесо компрессора турбомашины

Рабочее колесо компрессора турбомашины содержит диск с лопатками, расположенными друг за другом по его окружности, установленными с возможностью непосредственного взаимодействия между полками смежных лопаток. По меньшей мере, один демпфирующий элемент установлен под полками смежных лопаток с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529279
Дата охранного документа: 27.09.2014
10.11.2014
№216.013.040e

Газожидкостный сепаратор

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства газожидкостного сепаратора, используемого в маслосистемах энергетических газотурбинных установок для очистки от масла суфлируемого воздуха, выбрасываемого в атмосферу. Газожидкостный сепаратор содержит вертикальный корпус в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532436
Дата охранного документа: 10.11.2014
20.12.2014
№216.013.111a

Опора ротора турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин, содержащих радиально-упорные подшипники. Опора ротора содержит радиально-упорный шариковый подшипник, наружное кольцо которого установлено в корпусе, который в свою очередь механически соединен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535801
Дата охранного документа: 20.12.2014
20.12.2014
№216.013.111b

Установка для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535802
Дата охранного документа: 20.12.2014
27.01.2015
№216.013.2120

Маслосистема газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002539928
Дата охранного документа: 27.01.2015
20.02.2015
№216.013.2bbf

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные в промежуточном валу цапфу компрессора, вал турбины, стяжное устройство, контровочную трубу, а также регулировочную втулку и упорную гайку. Вал турбины установлен в промежуточном валу и соединен с ним...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542656
Дата охранного документа: 20.02.2015
27.02.2015
№216.013.2c29

Щеточное уплотнение

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к щеточным уплотнениям, предназначенным для уплотнения ротора относительно статора. Техническим результатом является повышение износостойкости и надежности щеточного уплотнения. Щеточное уплотнение содержит кольцевой пучок щеток,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542773
Дата охранного документа: 27.02.2015
20.03.2015
№216.013.3284

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544407
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3285

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544408
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3286

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544409
Дата охранного документа: 20.03.2015
+ добавить свой РИД