×
07.12.2018
218.016.a4ac

Результат интеллектуальной деятельности: Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками; масляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления; полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления. Предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха. Предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостям. Охлаждаемая турбина снабжена разделительной перегородкой, размещенной в предмасляной полости турбины высокого давления, каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, выпускными отверстиями и термоэкраном. Термоэкран выполнен из двух обечаек, имеющих воздушную прослойку между собой, установлен в предмасляной полости турбины низкого давления и образует с задней опорой турбины высокого давления дополнительный воздуховод. Разделительная перегородка делит предмасляную полость турбины высокого давления на две камеры, одна из которых сообщена и с полостью наддува турбины высокого давления, и через каналы с предмасляной полостью турбины низкого давления, а другая камера через дополнительный воздуховод и выпускные отверстия сообщена с предмасляной полостью турбины низкого давления. Изобретение направлено на повышение экономичности и надежности двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями.

(патент РФ №26819, U1 МПК F02C 7/06, опубл. 20.12.2002 г).

Недостатком данного решения является то, что «горячий» воздух от источника высокотемпературного воздуха с температурой 400-450°С из междисковой полости направляется в полости наддува, далее в предмасляные полости задней опоры турбины высокого давления и задней опоры турбины низкого давления и через масляные подвижные уплотнения поступает в масляную полость, где проходящий воздух нагревает не только масло, но и элементы конструкции масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Увеличенный подогрев масла может приводить как к повышению температуры корпуса подшипника, что уменьшает его долговечность, так и способствует коксообразованию на элементах опоры, что с одной стороны, может приводить к изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а с другой стороны, может привести к возгоранию кокса и масла на элементах опоры. В результате чего возникает необходимость частой замены масла, а в случае возгорания кокса и уменьшения долговечности подшипника снижает надежность и ресурс работы турбины.

Задача изобретения - повышение экономичности и надежности двигателя.

Технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации.

Технический результат достигается тем, что охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению, она снабжена разделительной перегородкой, размещенной в предмасляной полости турбины высокого давления, каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, выпускными отверстиями и термоэкраном, выполненным из двух обечаек, имеющих воздушную прослойку между собой и соединенных друг с другом крепежными элементами, установленным в предмасляной полости турбины низкого давления и образующим с задней опорой турбины высокого давления дополнительный воздуховод, при этом разделительная перегородка делит предмасляную полость турбины высокого давления на две камеры, одна из которых сообщена и с полостью наддува турбины высокого давления и через каналы с предмасляной полостью турбины низкого давления, а другая камера через дополнительный воздуховод и выпускные отверстия сообщена с предмасляной полостью турбины низкого давления.

Наличие разделительной перегородки, размещенной в предмасляной полости турбины высокого давления и разделяющей ее на две камеры, позволяет развести потоки «холодного» и «горячего» воздуха.

Наличие каналов, выполненный в задней опоре турбины высокого давления и сообщение их и с одной из камер в предмасляной полости турбины высокого давления и с предмасляной полостью турбины низкого давления, позволяет направить «горячий» воздух, поступающий из полости наддува турбины высокого давления к предмасляной полости турбины низкого давления, изолировав, таким образом, предмасляную полость турбины высокого давления от поступления «горячего» воздуха, и увеличив процент поступления «холодного» воздуха от источника низкотемпературного воздуха.

Наличие термоэкрана и размещение его в предмасляной полости турбины низкого давления, а также образование дополнительного воздуховода между элементами задней опоры турбины высокого давления и термоэкраном, позволяет изолированно направить «холодный» воздух в предмасляную полость турбины низкого давления, тем самым обеспечивается «омывание» «холодным» воздухом элементов конструкции задней опоры турбины высокого давления, цапфы турбины низкого давления, а также элементов масляных полостей, что существенно снижает их температуру. Следует отметить, что в этом случае в масляные полости турбины высокого и низкого давления через масляно-контактные уплотнения также поступает «холодный» воздух, обеспечивая оптимальный уровень температуры масла.

Выполнение термоэкрана в виде двух обечаек, имеющих воздушную прослойку между собой и соединенных друг с другом крепежными элементами, позволяет, с одной стороны, использовать более прочную конструкцию за счет соединения двух обечаек между собой, а с другой стороны, за счет наличия воздуха внутри обечаек увеличивает термосопротивление термоэкрана и обеспечивает его эффективность по всей его длине.

Наличие выпускных отверстий обеспечивает выдув «холодного» воздуха, проходящего по дополнительному воздуховоду, в предмасляную полость турбины низкого давления, при этом площадью выпускных отверстий можно регулировать процент расхода «холодного» воздуха, поступающего от источника низкотемпературного воздуха.

На фиг. 1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины.

На фиг. 2 показано место А фиг. 1.

На фиг. 3 показано место В фиг. 2.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор 1 с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха 2, коллектор 3 с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха 4, междисковую полость 5, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха 2, рабочее колесо 6 турбины высокого давления 7 с диском 8 и рабочими лопатками 9, рабочее колесо 10 турбины низкого давления 11 с диском 12 и рабочими лопатками 13. Турбина также содержит цапфы 14 и 15 дисков 8 и 12 соответственно, лопатки соплового аппарата 16 и задние опоры турбин высокого 17 и низкого давления 18 с подшипниками 19 и 20.

Турбина содержит масляную полость 21 турбины высокого давления 7 и масляную полость 22 турбины низкого давления 11, сообщенные между собой через систему отверстий 23, выполненных в цапфе 15 диска 12 турбины низкого давления 11, полости наддува 24 и 25 и предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого давления 7 и турбины низкого давления 11 соответственно.

При этом предмасляная полость 27 турбины низкого давления 11 посредством воздуховодов 28, размещенных в задней опоре турбины низкого давления 18, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость 26 турбины высокого давления 7 сообщена с источником низкотемпературного воздуха 4. Предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с одноименными масляными полостями 21 и 22.

Турбина содержит разделительную перегородку 32, размещенную в предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7, каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17 и термоэкран 34, состоящий из двух обечаек 35 и 36, связанных друг с другом крепежными элементами 37. Также турбина содержит дополнительный воздуховод 38, образованный задней опорой турбины высокого давления 17 и термоэкраном 34.

Разделительная перегородка 32 делит предмасляную полость 26 турбины высокого давления 7 на две камеры 39 и 40. Камера 39 сообщена и с полостью наддува 24 турбины высокого давления 7 и через каналы 33 с предмасляной полостью 27 турбины низкого давления 11. Камера 40 через дополнительный воздуховод 38 и выпускные отверстия 41 сообщена с предмасляной полостью 27 турбины низкого давления 11.

Турбина работает следующим образом.

Для охлаждения турбины и наддува опор турбины воздух от источника высокотемпературного воздуха 2 через раздаточный коллектор 1 и лопатки соплового аппарата 16 поступает в междисковую полость 5 и далее в полости наддува 24 и 25, а из них в предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления соответственно.

Одновременно более холодный воздух от источника низкотемпературного воздуха 4 через коллектор 3 поступает в предмасляную полость 26 турбины высокого давления 7.

Разделительная перегородка 32, размещенная в предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7, разделяет воздух на поток «горячего» воздуха, поступающего из полости наддува 24 турбины высокого давления 7 в камеру 39, где в дальнейшем через каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17, попадает в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, и на поток «холодного» воздуха, поступающего в камеру 40, который попадает и в масляную полость 21 через масляное подвижное уплотнение 29 и в дополнительный воздуховод 38, образованный задней опорой турбины высокого давления 17 и термоэкраном 34.

Проходя по дополнительному воздуховоду 38, «холодный» воздух омывает конструктивные элементы задней опоры турбины высокого давления 17, цапфы 15 турбины низкого давления 11, а также элементов масляных полостей 21 и 22, уменьшает передачу тепла от элементов конструкции к маслу, тем самым снижая уровень температуры масла в масляных полостях 21 и 22.

Далее «холодный» воздух через выпускные отверстия 41 поступает в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, где одна его часть через масляное подвижное уплотнение 30 попадает в масляную полость 21 турбины высокого давления 7, а другая его часть смешивается с «горячим» воздухом, поступающим из полости наддува 25 турбины низкого давления 11 и из камеры 39 предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7. Значительная часть воздуха, поступившего в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, через воздуховоды 28, размещенные в задней опоре турбины низкого давления 18, выбрасывается в атмосферу, а небольшое его количество поступает в масляную полость 22 турбины низкого давления 11 через масляное подвижное уплотнение 31.

Поскольку масляные полости 21 и 22 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены между собой системой отверстий 23, то в масляных полостях 21 и 22 устанавливается средний уровень температуры масла, на который в значительной мере оказывает влияние «холодный» воздух от источника низкотемпературного воздуха 4, так как его количество преобладает.

Термоэкран 34, выполненный в виде двух обечаек 35 и 36, имеющих воздушную прослойку между собой и соединенных друг с другом крепежными элементами 37, является теплоизолирующим элементом, который не только разделяет потоки «холодного» и «горячего» воздуха, но и обеспечивает прохождение «холодного» воздуха по дополнительному воздуховоду 38 без существенного подогрева.

Проведенные расчеты показали уменьшение в 1,5 раза подогрева масла в конструкции с размещением разделительной перегородки и термоэкрана по сравнению с исходной конструкцией, что позволяет обеспечить эксплуатацию изделия при высокой температуре окружающей среды, так называемом «тропическом» варианте.

Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, отличающаяся тем, что она снабжена разделительной перегородкой, размещенной в предмасляной полости турбины высокого давления, каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, выпускными отверстиями и термоэкраном, выполненным из двух обечаек, имеющих воздушную прослойку между собой и соединенных друг с другом крепежными элементами, установленным в предмасляной полости турбины низкого давления и образующим с задней опорой турбины высокого давления дополнительный воздуховод, при этом разделительная перегородка делит предмасляную полость турбины высокого давления на две камеры, одна из которых сообщена и с полостью наддува турбины высокого давления, и через каналы с предмасляной полостью турбины низкого давления, а другая камера через дополнительный воздуховод и выпускные отверстия сообщена с предмасляной полостью турбины низкого давления.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 110 items.
09.08.2019
№219.017.bd20

Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами. Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора включает управление...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696516
Дата охранного документа: 02.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd61

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, подвижный корпус, управляющие гидроцилиндры, а также пневмоцилиндры. Неподвижный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696833
Дата охранного документа: 06.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd88

Кольцевой объёмный оптический резонатор

Изобретение к лазерной технике. Кольцевой объемный оптический резонатор содержит ограниченную наружной и внутренней стенками кольцевую замкнутую полость с впускным отверстием для активной среды и отводным отверстием, образующую коаксиальные поверхности, систему зеркал, установленных вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696944
Дата охранного документа: 07.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd93

Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции компрессоров высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя. Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя содержит корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696839
Дата охранного документа: 06.08.2019
12.09.2019
№219.017.ca6b

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699870
Дата охранного документа: 11.09.2019
12.09.2019
№219.017.ca79

Роторная машина объемного типа

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии, а также в качестве составной части двигателя внутреннего сгорания, в том числе и газотурбинных двигателей. Техническим результатом является...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699864
Дата охранного документа: 11.09.2019
02.10.2019
№219.017.d132

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002700110
Дата охранного документа: 12.09.2019
12.10.2019
№219.017.d555

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702713
Дата охранного документа: 09.10.2019
12.10.2019
№219.017.d559

Способ управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к способам управления работой турбокомпрессорных установок и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя, возникающих при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702714
Дата охранного документа: 09.10.2019
15.10.2019
№219.017.d59f

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности к дополнительным устройствам, обеспечивающим очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702782
Дата охранного документа: 11.10.2019
Showing 71-80 of 344 items.
20.05.2015
№216.013.4c2b

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551013
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2d

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551015
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c31

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551019
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4cac

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551142
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d13

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551245
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d14

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551246
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d15

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель испытан по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551247
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d16

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551248
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d17

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551249
Дата охранного документа: 20.05.2015
27.05.2015
№216.013.4f1f

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551773
Дата охранного документа: 27.05.2015
+ добавить свой РИД