×
20.06.2016
217.015.04a9

СПОСОБ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Группа изобретений относятся к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие [Системы защиты летательных аппаратов вооруженных сил стран НАТО от управляемых ракет].

Лазерное оружие является оружием направленной энергии мощного лазерного излучения. Оно имеет ряд преимуществ:

- низкую стоимость применения по сравнению с боеприпасами артиллерийского и ракетного оружия;

- «глубокий магазин» - боезапас лазера ограничен только запасами топлива;

- высокая точность поражения.

Основой такой системы поражения является мощное лазерное устройство. За рубежом и в нашей стране для создания лазерного устройства большой выходной мощности разрабатывают автономные системы, которые обладают высокими массогабаритными характеристиками. Такие системы имеют наземное или морское базирование [Разработка за рубежом боевых лазерных систем для борьбы с низко летящими целями. Зарубежное военное обозрение №4, 2014, Разработка лазерного оружия для надводных кораблей ВМС США. Зарубежное военное обозрение №6, 2014.], где проблемы веса и места для их размещения не являются принципиально важными и определяющими. В авиации в настоящее время такие системы могут быть установлены только на специальных транспортных самолетах с большой грузоподъемностью.

Большие мощности излучения (более 100 кВт) можно получить с помощью газодинамических CO2-лазеров на жидких компонентах, которые эффективны, благодаря следующим особенностям:

- прямому преобразованию тепловой энергии в лазерное излучение;

- отсутствию электрических источников питания большой мощности;

- отсутствию дополнительных устройств для выброса отработанных газов в атмосферу;

- сравнительной простоте принципа работы.

Так как газы CO2 + N2 + H2O всегда присутствуют в газовом потоке турбореактивных двигателей, то бортовые газодинамические лазеры могут быть созданы на базе функционирующих силовых установок летательных аппаратов.

В газодинамическом лазере (ГДЛ) основным энергоносителем является азот - N2, а излучающим газом - СО2. Для перекачки энергии в молекулы СО2 используются колебательно возбужденные молекулы азота, обладающие большим временем колебательной релаксации. В процессе нагрева смеси газов молекулы СО2 и N2 возбуждаются при столкновении друг с другом. Однако молекула N2 имеет 8 уровней возбуждения и только один первый уровень резонансно связан с верхним лазерным уровнем молекулы СО2. Так как колебательные уровни СО2 и первый уровень N2 близки по частоте, то происходит резонансный обмен энергией от возбужденных молекул N2 к молекулам СО2. Влияние же остальных возбужденных уровней на возбуждение молекулы СО2 незначительно. Но так как молекулы первого возбужденного уровня составляют 8% от всей энергии газа, то максимальное КПД лазерного излучения смеси СО2 - N2 не превышает 3,5%.

Известен (патент РФ №2516985) «Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления», в котором элементы лазера интегрированы в контур газотурбинного двигателя. Такой способ включает процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение рабочего тела на лопатках турбины высокого давления и в реактивном сопле. Для создания инверсии населенности вращающаяся сопловая решетка лазера разработана на основе турбины

высокого давления. Рабочие лопатки этой турбины выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, после которых установлена биротативная турбина активного облопачивания. Скорость выхода рабочего газа из турбины, названной суперреактивной, сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении равен ≅90 градусов. В таком двигателе в процессе сверхзвукового расширения газового потока создается инверсия населенности, вызывающая когерентное лазерное излучение, которое, поступая в проточный оптический резонатор, фокусируется и выводится на систему управления лучом. Сверхзвуковой газовый поток, выходящий из оптического резонатора, поступает на турбину низкого давления и далее на реактивное сопло, создавая тягу.

Недостатком данного способа работы авиационного двигателя является низкий уровень перепада давления на каскаде высокого давления, который даже у перспективных двигателей не превышает величин более 4-6. Последнее ограничивает кпд излучения рабочего тела на уровне 0,5-1,0%.

Кроме того, наличие сопел Лаваля на лопатках турбины высокого давления и установка в двигателе между турбинами высокого и низкого давления оптического резонатора ухудшит тяговые характеристики двигателя. Данный патент выбран в качестве прототипа.

Технической задачей предлагаемой группы изобретений является создание способа работы турбореактивного двигателя и устройство для его осуществления, в первый контур которого интегрированы элементы газодинамического лазера, обеспечивающие высокую мощность лазерного излучения при минимальных массогабаритных характеристиках.

Газодинамический лазер традиционно состоит из трех основных элементов: нагревателя газового потока (газогенератора), сопловой решетки, обеспечивающей адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс за счет движения их со сверхзвуковой скоростью и оптического резонатора.

Техническая задача достигается тем, что используется способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий процессы сжатия

воздуха в компрессорах высокого и низкого давлений, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для придания ему сверхзвуковой скорости. При этом расширение газового потока осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней неподвижного сверхзвукового продолжения расширяющейся части сопла Лаваля. Такая турбина низкого давления двигателя не только обеспечивает вращение компрессора низкого давления, но одновременно выполняет функции сопловой решетки.

Предлагаемая структура ГДЛ предусматривает, что камера сгорания, находящаяся в первом контуре двигателя, используется в качестве газогенератора. В ней в результате сгорания топлива происходит формирование и нагрев (тепловая накачка) газового потока. Газовый поток обеспечивает создание тяги и одновременно его нагретые до высоких температур газы CO2 и N2 участвуют в создании лазерного излучения.

Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс, движущихся со сверхзвуковой скоростью, обеспечивает сопловая решетка, особенность которой состоит в том, что она бинарная и одна ее часть построена на основе турбины низкого давления, у которой лопатки выполнены в виде совокупности сопел Лаваля, а вторая часть в виде неподвижной расширяющейся части кольцевого сопла Лаваля, установленного на минимальном расстоянии от вращающейся турбины.

Перепад температур сверхзвукового газового потока, проходящего через сопловую решетку, создает в газовом потоке инверсию населенности, равную разности между плотностями населенности верхнего и нижнего энергетических уровней молекул СО2. С некоторого момента от начала расширения газового потока быстрое падение населенности верхнего уровня молекул СО2 сменяется их медленным падением, тогда как населенность нижнего уровня продолжает уменьшаться с заметной скоростью. В результате возникает разность плотностей населенности

между верхним и нижним уровнями. Разности энергий верхних и нижних состояний определяют энергию, которая преобразуется в лазерное излучение.

При построении ГДЛ в основном контуре двигателя после бинарной сопловой решетки дополнительно устанавливают только оптический резонатор и створки, закрывающие его зеркала.

Оптический резонатор представляет собой проточное устройство с установленными внутри друг против друга зеркалами, ось которых перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из сопловой решетки газ с высоким уровнем инверсии населенности, который генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн (10,6 мкм). Резонатор, кроме того, фокусирует и выводит когерентное лазерное излучение на систему наведения излучения на цель.

В таком турбореактивном двигателе газовый поток постоянно в течение всего полета ЛА проходит через ГДЛ, обеспечивая высокую готовность лазера к применению. Кроме того, он создает высокую мощность излучения, благодаря большому секундному расходу газа через сопловую решетку. При этом обеспечиваются минимальные массогабаритные характеристики лазера, так как они определяются только аналогичными характеристиками оптического резонатора и системы включения и выключения ГДЛ.

Кроме того, при прекращении работы газодинамического лазера путем закрытия зеркал резонатора створками для исключения их прогара уменьшают мощность излучения лазера, для чего двигатель переводят на режим малой тяги.

При таком способе достигается большая по сравнению с прототипом степень расширения газового потока, обеспечивающая более высокую инверсию населенности, а следовательно, и более высокую мощность лазерного излучения.

Предлагаемый авиационный газотурбинный двигатель с газодинамическим лазером состоит из входного направляющего аппарата, компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания, турбин высокого и низкого давления, выходного сопла и элементов ГДЛ, интегрированных в первый контур двигателя.

При этом в ГДЛ качестве газогенератора используется камера сгорания газотурбинного двигателя, в которой в результате сгорания топлива (тепловая накачка) происходит тепловое возбуждение смеси газов СО2, N2, H2O и других.

Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс осуществляется бинарной системой. В такой системе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля. Минимальное критическое сечение между лопатками такой турбины, названной суперреактивной, находится в районе входной кромки. Скорость выхода рабочего тела из суперреактивной турбины сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении близок к 90 градусов. За суперреактивной турбиной низкого давления на минимальном расстоянии от вращающейся турбины устанавливается неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля. На срезе неподвижной расширяющейся части сопла устанавливается кольцевой оптический резонатор, который представляет собой проточное устройство с расположенными внутри друг против друга зеркалами. Ось резонатора перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из бинарной системы газ с высоким уровнем инверсии населенности. Переход в резонаторе молекул CO2 из высокоэнергетических состояний в состояния с меньшей энергией генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн. Резонатор фокусирует лазерное излучение и выводит его через специальное окно из двигателя. Включение и выключение лазерного излучения в процессе работы газотурбинного двигателя обеспечивается с помощью системы управления, сигнал от которой поступает на ее исполнительные

элементы. В качестве исполнительных элементов системы управления включением и выключения лазера используются продольные створки, открывающие или закрывающие зеркала оптического резонатора. Чтобы при закрытии не прожечь створки лазерным лучом, необходимо сначала на короткое время прекратить излучение путем приведения инверсии населенности к нулю, а потом переместить створки, закрыв ими зеркала. Кратковременно резко снизить инверсию населенности газового потока можно путем перевода двигателя в режим малой тяги.

На фиг. 1. показана схема двухконтурного авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером.

На схеме изображены: входной направляющий аппарат с компрессором низкого давления - 1, разделительный корпус - 2, компрессор высокого давления - 3, корпус второго контура 4, камера сгорания - 5, направляющий аппарат турбины высокого давления - 6, турбина высокого давления - 7, направляющий аппарат турбины низкого давления - 8, турбина низкого давления - 9, неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля - 10, исполнительные элементы системы включения и выключения излучения - 11, оптический резонатор - 12, система прицеливания - 13, выходное сопло - 14, выходное сопло второго контура - 15.

Двухконтурный авиационный газотурбинный двигатель работает следующим образом. Набегающий поток воздуха поступает во входной направляющий аппарат, сжимается компрессором низкого давления 1 и в разделительном корпусе 2 делится на две части. Одна часть поступает в корпус второго контура 4, а вторая идет в первый контур на компрессор высокого давления 3. Воздух высокого давления и топливо (не показано) поступают на камеру сгорания 5. В результате горения на выходе камеры сгорания образуется высокотемпературный газовый поток. В объеме газового потока процентное содержание молекул углекислого газа CO2 для различных условий работы двигателя составляет от 2,7% до 6,9%, а содержание молекул азота N2 от 75,3% до 77,2%.

Высокотемпературный газовый поток, проходя через направляющий аппарат турбины высокого давления 6, поступает на турбину высокого давления 7, которая приводит во вращение вал компрессора высокого давления. Выходной газовый поток с турбины высокого давления поступает на направляющий аппарат 8 и далее на турбину низкого давления 9, которая приводит во вращение вал компрессора низкого давления. Рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, образуя вращающуюся сопловую решетку. Газовый поток, проходя через нее, расширяется, увеличивает скорость до сверхзвуковой, при этом на ее выходе снижается температура и давление газа. С выхода турбины низкого давления расширенный газовый поток поступает на неподвижную расширяющуюся часть кольцевого сопла 10, где еще сильнее расширяется.

Сверхзвуковой газовый поток с инверсией населенности проходит через оптический резонатор 12, в котором создается и фокусируется лазерное излучение в диапазоне 10,6 мкм и направляется на систему прицеливания 13. Кроме того, из оптического резонатора сверхзвуковой газовый поток поступает на выходное сопло 14, создавая реактивную тягу.

Воздух второго контура, проходя через сопло 15, увеличивает общую тягу, кроме того, его ответвления (не показано) используются для охлаждения некоторых нагретых узлов двигателя.

Лазерное излучение включается и выключается с помощью створок 11, выполненных из термостойкой керамики, которые являются исполнительными элементами системы управления газодинамическим лазером. В зависимости от знака сигнала управления с борта ЛА обеспечивается ввод или вывод створок в оптический резонатор, т.е. закрытие или открытие его зеркал, а следовательно, включение или выключение ГДЛ.

В газодинамическом лазере мощность излучения определяется выражением N=W×G,

где W - удельная мощность излучения лазера,

G - секундный расход газа через сопловую решетку.

Проведенные расчеты показывают, что при полете на высоте 10 км (наружное давление Рнар=0,0265 МПа) и при скорости полета М=1,5 степень понижения давления на рабочем колесе турбины низкого давления Пт≅2,7, а на неподвижной расширяющейся части сопла Пс=8,44. В результате степень понижения давления в бинарной системе 2,7*8,44≅22,8.

Полная температура газа перед турбиной низкого давления Т4=1180 К, а за турбиной Т5=954 К. Статическая температура рабочего газа на выходе из неподвижной расширяющейся части сопла Т6=558 К, а скорость истечения из него газа Мс=2,015.

При давлении газа перед турбиной низкого давления Р0=5 атм и температуре Т0=1180 К удельная мощность равна W=10 кВт/(кг/с) [В.Н. Макаров, С.А. Лосев Газодинамические лазеры при невысоких начальных температурах. Письма в ЖТФ, том 22, вып. 3, 1996]. При расходе газа через сопловую решетку 60-80 кг/с и удельной мощности излучения 10 кВт/(кг/с) можно получить мощность лазерного излучения 600-800 кВт, которой в избытке хватит для поражения цели. Так как мощность газодинамического лазера зависит от секундного расхода газа через сопловую решетку, то ее значением можно управлять, изменяя режим работы двигателя.

Разработка и изготовление авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером для нашей авиационной промышленности не вызывает серьезных трудностей и проблем.


СПОСОБ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 305.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b93

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476682
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e58

Энергосберегающий подшипник скольжения

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиакосмической, нефтедобывающей, нефтеперекачивающей, нефтеобрабатывающей и иных областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и смонтированные на корпусе элементы скольжения, поверхности скольжения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477395
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2013
№216.012.375d

Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины

Изобретение относится к охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления. Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины содержит канал для охлаждающего воздуха, выполненный внутри лопатки в направлении вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479726
Дата охранного документа: 20.04.2013
20.04.2013
№216.012.37ba

Защитная маскирующая система для летательного аппарата, подвергающегося радиолокационному облучению

Изобретение относится к средствам защиты и маскирования объектов от систем радиолокационного облучения и опознавания, захвата, автоматического сопровождения и целеуказания, работающих в радиолокационном диапазоне электромагнитного спектра. Защитная маскирующая система для летательного аппарата,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479819
Дата охранного документа: 20.04.2013
Показаны записи 1-10 из 393.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b93

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476682
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e58

Энергосберегающий подшипник скольжения

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиакосмической, нефтедобывающей, нефтеперекачивающей, нефтеобрабатывающей и иных областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и смонтированные на корпусе элементы скольжения, поверхности скольжения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477395
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2013
№216.012.375d

Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины

Изобретение относится к охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления. Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины содержит канал для охлаждающего воздуха, выполненный внутри лопатки в направлении вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479726
Дата охранного документа: 20.04.2013
20.04.2013
№216.012.37ba

Защитная маскирующая система для летательного аппарата, подвергающегося радиолокационному облучению

Изобретение относится к средствам защиты и маскирования объектов от систем радиолокационного облучения и опознавания, захвата, автоматического сопровождения и целеуказания, работающих в радиолокационном диапазоне электромагнитного спектра. Защитная маскирующая система для летательного аппарата,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479819
Дата охранного документа: 20.04.2013
+ добавить свой РИД