×
17.03.2019
219.016.e289

Результат интеллектуальной деятельности: ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002682206
Дата охранного документа
15.03.2019
Аннотация: Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу. Дополнительное средство (14) соединения расположено между ступицей (13) и зоной (9) крепления выпускного картера на конструкции (12) летательного аппарата для передачи исключительных нагрузок размерности, при этом упомянутое дополнительное средство соединения при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Достигается упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящее изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей. В частности, оно относится к устройствам, которые обеспечивают их крепление на соответствующем летательном аппарате.

Тяговый двигатель, такой как турбореактивный двигатель, можно установить в разных местах самолета посредством крепления к стойке или к пилону, принадлежащим к конструкции этого самолета. Она может быть подвешен под крылом, может быть закреплен на фюзеляже, как правило, сзади, или может быть установлен на хвостовом оперении при помощи соответствующих средств крепления. Эти средства крепления предназначены для обеспечения передачи механических усилий между двигателем и конструкцией самолета. При этом нагрузками, которые необходимо учитывать, являются, в частности, вес двигателя по вертикальной оси Z, его тяга по оси Х двигателя и боковые аэродинамические нагрузки по поперечной оси Y. Передаваемые нагрузки включают в себя также восприятие момента кручения вокруг оси двигателя. Кроме того, эти средства должны поглощать, не передавая на стойку или пилон, деформации, которым подвергается двигатель во время различных фаз полета и которые возникают, например, в результате размерных изменений, связанных с тепловыми расширениями или сжатиями.

Обычным вариантом подвески, например, в случае газотурбинного двигателя с вентилятором, является крепление двигателя к пилону, принадлежащему к конструкции самолета (фюзеляж или крыло), при помощи передней подвески или соединения и при помощи задней подвески или соединения. В частности, переднюю подвеску крепят на промежуточном картера, а заднюю подвеску опосредованно на картере выпуска первичного потока. Эти две детали представляют собой конструктивные элементы газотурбинного двигателя, на которые передаются все усилия.

Современные турбореактивные двигатели являются двухконтурными газотурбинными двигателями с высокой степенью разбавления, при этом сжатие вторичного воздушного потока происходит только на одной ступени компрессора, называемой вентилятором. На выходе этой ступени он направляется по каналу непосредственно в реактивное сопло и участвует в тяге двигателя. Таким образом, он проходит между главным корпусом двигателя, ограниченным картерами, и каналом холодного потока (обычно обозначаемого английской аббревиатурой OFD от Outer Fan Duct, то есть наружный канал вентилятора). Для уменьшения веса этот канал в настоящее время выполняют из композиционного материала. Обычно этот канал закреплен на двигателе при помощи соединений, находящихся на его двух продольных концах, при этом первое крепление осуществляют на входе на промежуточном картере, а второе - сзади на конструктивном кольце, установленном на выпускном картере. Выходная часть сопла, содержащая реверс тяги, закреплена на конструктивном кольце, которое содержит для этого крепежный фланец.

Соединение между кольцом канала холодного потока и выпускным картером обычно осуществляют при помощи стоек, которые пересекают холодный поток. В последних решениях, например, таких как решение, описанное в патентной заявке, поданной на имя заявителя и опубликованной 16/11/2012 года под номером FR2975131, его можно также обеспечить при помощи набора профилированных тяг, соединенных, с одной стороны, с каналом холодного воздуха и, с другой стороны, с выпускным картером. В этом случае соединение осуществляют при помощи гиперстатической решетки из попарно совмещенных тяг, как правило, в количестве шести или восьми, которые соединены в трех или четырех точках с конструктивным кольцом, как показано на фиг.2.

На двухконтурных двигателях возникла проблема, которая связана, с одной стороны, с относительно низкой жесткостью канала холодного потока и, с другой стороны, с плечом рычага, существующим между осью, вдоль которой направлена тяга двигателя, и смещенным относительно нее положением точек крепления двигателя. Это плечо рычага и связанный с ним момент сил стремятся деформировать канал холодного потока, заставляя его принять так называемую форму «банана» между фланцем его крепления на промежуточном картере и конструктивным кольцом. Разумеется, эти деформации каркаса двигателя сказываются на нормальной работе двигателя и его характеристиках по причине появления паразитных зазоров между его деталями, и на механической прочности креплений, которые подвергаются напряжениям, действующим не в оптимальном направлении. Для решения этой проблемы заявитель предложил в своей патентной заявке FR1351414, поданной 20 февраля 2013 года, подкрепить конструктивное кольцо канала холодного потока аркой, соединенной с конструкцией самолета на уровне двух точек крепления вместо одной, при этом две точки являются диаметрально противоположными на окружности кольца.

Это усовершенствование, хотя и устраняет деформации канала холодного потока, сохраняет классическое соединение, выполненное в виде решетки тяг между конструктивным кольцом и выпускным картером. Этот узел, который является гиперстатическим для ограничения различных деформаций, которым может подвергаться конструктивное кольцо, имеет большую массу по причине количества как тяг, так и проушин, необходимых для крепления этих тяг на выпускном картере.

Задачей изобретения является упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы.

В связи с этим объектом изобретения является выпускной картер двухконтурного турбореактивного двигателя, оснащенный средством крепления, предназначенным для соединения с конструкцией летательного аппарата, приводимого в движение турбореактивным двигателем, при этом упомянутый картер цилиндрической формы содержит центральную ступицу и средства соединения между упомянутой ступицей и упомянутым средством крепления, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых на его уровне турбореактивным двигателем при нормальном использовании, при этом упомянутые средства соединения проходят от центральной ступицы и пересекают холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя,

отличающийся тем, что упомянутые средства соединения являются стойками, жестко закрепленными на упомянутой центральной ступице.

Жесткость стоек в сочетании с их прочным креплением на выпускном картере позволяет передавать усилия напрямую на соответствующее средство крепления без их прохождения через конструктивное кольцо крепления канала холодного потока. Это позволяет существенно облегчить этот канал.

Предпочтительно соединительные стойки являются радиальными стойками в количестве двух, расположенными диаметрально противоположно друг другу. В данном случае эта конфигурация является изостатической, что соответствует минимальному необходимому количеству средств соединения и, следовательно, оптимальному решению уменьшения массы средств крепления турбореактивного двигателя.

Предпочтительно наружный конец стоек выполнен с возможностью крепления на средстве крепления при помощи соединения типа скользящей или линейной поворотной опоры. Это позволяет допускать движения, создаваемые дифференциальными деформациями деталей.

Предпочтительно средство крепления является аркой подвески, на которой закреплены наружные концы стоек и которая содержит зону крепления, выполненную с возможностью передачи на конструкцию летательного аппарата усилий, передаваемых упомянутым выпускным картером.

Еще предпочтительнее арка подвески может иметь круглую форму, охватывающую канал холодного потока турбореактивного двигателя.

Предпочтительно арка подвески является полукруглой, при этом соединительные стойки выполнены в количестве двух и расположены на диаметре, перпендикулярном к радиусу, проходящему через зону крепления.

В частном варианте выполнения оснащенный выпускной картер содержит также дополнительное средство соединения, которое при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Добавление этого средства позволяет, рассчитав его соответствующие параметры для особых случаев неисправностей, приводящих к исключительным нагрузкам, освободить стойки и крепежную арку от этой функции и максимально облегчить эти элементы.

Предпочтительно упомянутое средство соединения является тягой, направленной радиально напротив зоны крепления и установленной с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости вокруг проушин, расположенных соответственно на упомянутой ступице и на упомянутой зоне крепления, при этом упомянутая тяга содержит по меньшей мере на одном из своих концов радиально ориентированное вытянутое отверстие, в котором проходит ось соответствующей проушины.

Объектом изобретения является также двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий описанный выше выпускной картер.

Наконец, его объектом является двухконтурный турбореактивный двигатель, оснащенный каналом холодного потока и содержащий описанный выше выпускной картер, в котором дополнительное средство соединения пересекает канал холодного потока через отверстие без контакта.

Изобретение, его другие задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта осуществления изобретения, представленного в качестве иллюстративного и не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает схематичный вид известного турбореактивного двигателя.

Фиг. 2 - вид в изометрии известного выпускного картера, соединенного при помощи решетки тяг с конструктивным кольцом крепления канала холодного потока турбореактивного двигателя.

Фиг. 3 - вид в изометрии турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением, оснащенного устройствами его крепления на самолете.

Фиг. 4 - вид в поперечном разрезе турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 3, в плоскости его заднего крепления.

Фиг. 5 - детальный вид соединения между конструктивным кольцом и аркой подвески турбореактивного двигателя.

На фиг. 1 схематично показан двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор 101, первичный корпус 102, содержащий на своем выходе выпускной картер 10, принадлежащий к конструкции двигателя, и хвостовой конус 107. Первичный поток, который проходит через первичный корпус, выходит в первичное сопло 104, окружающее хвостовой конус, тогда как вторичный поток, выходящий из вентилятора, направляется на его выходе каналом 105 холодного потока, заканчивающимся вторичным соплом 106. На уровне конструктивного кольца (не показано) канал 105 холодного потока соединен с выпускным картером 10 при помощи решетки тяг 103, которые имеют наклон по отношению к радиальной плоскости двигателя, при этом крепление на канале холодного потока расположено спереди по отношению к креплению на выпускном картере.

На фиг. 2, где представлено известное решение, показан выпускной картер 10, окруженный конструктивным кольцом 7 крепления, предназначенным для поддержания с выходной стороны канала 105 холодного потока этого турбореактивного двигателя. Усилия, связанные с этим поддержанием, передаются на выпускной картер 10 через набор из шести тяг 103, которые закреплены одним из своих концов на кольце 7 и другим концом на выпускном картере при помощи креплений в виде проушин. Как показано на фигуре, тяги 103 расположены попарно тангенциально к выпускному картеру 10 и образуют, таким образом, треугольник, вершины которого находятся на кольце 7 крепления. Их прямолинейная часть обычно выполнена уплощенной и имеет профиль, оказывающий минимально возможное сопротивление вторичному потоку, который они пересекают.

На фиг. 3 представлен вид в перспективе турбореактивного двигателя 1, оснащенного средствами соединения с летательным аппаратом, на котором он установлен. В данном случае он показан в так называемой подвешенной конфигурации под крылом, но он может быть также расположен сбоку фюзеляжа и удерживаться соединениями, закрепленными либо на фюзеляже, либо на хвостовом оперении самолета. В этом случае турбореактивный двигатель находится в положении, повернутом на 90° в одном или другом направлении относительно представленной конфигурации, и в этом случае усилия восприятия веса соединениями распределяются по-другому.

Спереди, на уровне своего промежуточного картера турбореактивный двигатель имеет переднюю точку 3 крепления, которая классически передает усилия тяги на летательный аппарат при помощи шаровой опоры, и сзади - две задние точки 4d и 4g крепления, соединенные с выпускным картером и расположенные диаметрально противоположно друг другу. На этих двух точках крепления закреплена полукруглая арка 8, которая образует заднее средство подвески для турбореактивного двигателя. Эта арка, концы которой закреплены на двух задних точках 4d и 4g крепления, содержит в своем центре зону 9 крепления к пилону или к стойке конструкции самолета и выполняет на уровне выпускного картера 10 те же функции передачи усилий, что и переднее крепление 3 на уровне промежуточного картера. Для этого зона 9 крепления установлена на пилоне 12 самолета при помощи соединения, которое является демпфирующим, благодаря использованию эластомерных материалов, и которое допускает степени свободы как в поворотном движении вокруг поперечной оси Оу, так и в поступательном движении вдоль продольной оси х.

На фиг. 4 показан турбореактивный двигатель 4 в соответствии с изобретением в разрезе на уровне выпускного картера 10 и не конструктивного кольца 7 крепления канала холодного потока. На фигуре детально показана задняя подвеска, и она иллюстрирует, каким образом пилон 12 воспринимает усилия, которые передаются турбореактивным двигателем 1 на уровне его выпускного картера 10.

Выпускной картер 10 содержит две жесткие стойки 11, выполненные радиально от его ступицы 13, параметры которых рассчитаны таким образом, чтобы передавать на пилон 12 самолета все силы, действующие на него при нормальном использовании. Эти стойки проходят через кольцо 7 крепления канала холодного потока, не передавая на него усилия, создаваемые турбореактивным двигателем в радиальной плоскости yOz на уровне его выпускного картера. Что касается кольца 7 крепления, то оно просто соединено с двумя стойками 11 для передачи на них усилий (веса и момента прогиба или кручения), исходящих от канала холодного потока. Эта ситуация отличается от известного решения, описанного в заявке FR1351414, где кольцо 7 является конструктивным кольцом, которое воспринимает через тяги все усилия, действующие на выпускной картер 10, и которое передает их на пилон 12 самолета. В заявленной конфигурации эту передачу усилий на арку 8 подвески обеспечивают непосредственно стойки 11 без участия кольца 7 крепления канала холодного потока, которое можно за счет этого значительно облегчить.

Конец 4d или 4g каждой из стоек 11 выполнен с возможностью его крепления на арке 8 подвески. Предусмотрены также средства соединения (не показаны) кольца 7 канала холодного потока со стойками 11 выпускного картера. Они предназначены только для поддержания канала холодного потока и не участвуют, как было указано выше, в передаче усилий между выпускным картером 10 и конструкцией летательного аппарата.

Для обеспечения этих соединений соединительные оси обеспечивают на уровне концов 4d и 4g стоек условие типа скользящей и даже кольцевой линейной опоры между стойками 11, кольцом 7 и аркой 8. Пример такого соединения, которое обеспечивает необходимые перемещения между этими деталями и позволяет учитывать из возможные дифференциальные деформации, показан на фиг. 5. Стойка 11 выпускного картера проходит через отверстие, выполненное в кольце 7 крепления, что обеспечивает возможность перемещения скольжением в направлении, поперечном к кольцу крепления: кроме того, она закреплена на арке 8 подвески при помощи узла винта 16 и шайбы 17, который образует упор и оставляет ее свободной во вращении при помощи втулки 18, установленной между двумя деталями.

Наконец, при расчете параметров соединения между выпускным картером 10 и стойкой 12 необходимо учитывать исключительные усилия, называемые предельными нагрузками, которые могут возникать в случае, например, разрыва лопатки. Этот случай предусмотрен в известном решении за счет соответствующих размерных параметров конструктивного кольца канала 105 холодного потока и соединительных тяг 103, тогда как заявитель поставил перед собой задачу сохранения целостности двигателя при помощи простого и максимально легкого устройства.

Для этого предусмотрена установка устройства, которое находится в режиме ожидания при нормальном использовании и которое задействуют только при появлении в арке 8 подвески усилий, превышающих определенный порог. Это устройство ослабления усилия добавлено к описанному выше соединению между выпускным картером 10 и пилоном 12, и его параметры рассчитаны таким образом, чтобы учитывать исключительные усилия, которые могут возникнуть, например, в результате потери лопаток.

Как показано на фиг. 4, это устройство представляет собой проходящую радиально тягу 14, которая установлена с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости при помощи поворотных соединений на каждом из ее концов. Эта тяга установлена в режиме ожидания с зазором в проушинах, например, при помощи радиально ориентированного вытянутого отверстия по меньшей мере на одном из ее концов. Ее внутренний конец установлен на первой проушине 14а, которая находится на выпускном картере 10, тогда как ее наружный конец установлен на второй проушине 14b, находящейся на зоне 9 крепления арки 8 на пилоне 12. Эти два соединения могут свободно поворачиваться, и длину тяги 14 рассчитывают таким образом, чтобы она не упиралась в оси проушин при нормальном использовании. Однако в случае ненормально высоких усилий и потенциально больших перемещений выпускного картера эта тяга приходит в положение упора, с одной стороны, в выпускной картер 10 и, с другой стороны, в арку 8 на уровне ее зоны 9 крепления, на которую она передает усилия удержания в положении выпускного картера. Ее параметры рассчитаны таким образом, чтобы выдерживать так называемые предельные усилия, и за счет разгрузки стоек 11 и арки подвески, на которые могут действовать такие усилия, она позволяет уменьшить их массу.

Тяга 14 пересекает кольцо 7 крепления канала холодного потока через отверстие 15 без контакта, чтобы на это кольцо не действовали дополнительные нагрузки, в противном случае пришлось бы соответствующим образом предусматривать его размерные параметры, что привело бы к увеличению его массы.

Таким образом, предложенное изобретением решение состоит в замене гиперстатической решетки тяг из известного решения выпускным картером 10, оснащенным встроенными стойками, которые соединены с аркой 8 подвески. Предпочтительно число стоек равно двум, при этом соединение между выпускным картером 10 и пилоном является изостатическим. Эта конфигурация является оптимальной в плане уменьшения массы, которая необходима для обеспечения крепления выпускного картера.

Устройство крепления выпускного картера, состоящее из двух стоек 11, дополнено устройством 14 ослабления усилия, позволяющим воспринимать предельные нагрузки, появляющиеся, например, в результате потери лопатки, и отказаться от расчета размерных параметров стоек и арки подвески для восприятия таких усилий.

Даже допуская некоторое снижение характеристик газотурбинного двигателя сверх определенного порога нагрузок (например, при предельных нагрузках), предложенное изобретение устройство позволяет уменьшить массу арки 8 подвески и ее габаритный размер по толщине, а также повысить безопасность системы крепления и одновременно уменьшить массу выпускного картера.


ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ
ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ
ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ
ИЗОСТАТИЧЕСКАЯ ПОДВЕСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПОМОЩИ ДВОЙНОГО ЗАДНЕГО КРЕПЛЕНИЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 234.
20.01.2018
№218.016.1534

Способ обнаружения неисправности вентиля в газотурбинном двигателе

Объектом изобретения является способ контроля вентиля в газотурбинном двигателе, при этом упомянутый вентиль производит переключение в ответ на команду (С), переданную в определенный момент (t), при этом упомянутый способ содержит этап (Е2) вычисления первой формы (S1) временного сигнала (S(t))...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002634993
Дата охранного документа: 08.11.2017
10.05.2018
№218.016.4274

Способ содействия обнаружению повреждения трубопровода турбореактивного двигателя

Объектом изобретения является способ обеспечения обнаружения повреждения трубопровода, при этом упомянутый трубопровод выполнен с возможностью доставки сжатого воздушного потока, отбираемого на выходе компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, до первого датчика давления и второго...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002649518
Дата охранного документа: 03.04.2018
10.05.2018
№218.016.48d7

Коробка приводов для авиационного газотурбинного двигателя

Коробка приводов содержит картер, образующий камеру для размещения смазываемых маслом вращающихся элементов, трубчатую муфту, соединяемую с вращающимися элементами и выполненную с возможностью приведения во вращение вала, а также средства сбора масла для смазки вращающихся элементов и доставки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002651004
Дата охранного документа: 18.04.2018
29.05.2018
№218.016.55d3

Способ и устройство контроля параметра ракетного двигателя

Изобретение относится к общей области аэронавтики, в частности оно относится к контролю ракетного двигателя. Способ содержит: этап (Е10) получения измерения контролируемого параметра, измеряемого датчиком и соответствующего рабочей точке двигателя, причем эту рабочую точку определяют по меньшей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654310
Дата охранного документа: 17.05.2018
09.06.2018
№218.016.5fe3

Способ изготовления мартенситно-стареющей стали

Изобретение относится к области металлургии и может быть использовано для изготовления стального слитка из мартенситно-стареющей стали. В способе осуществляют стадию изготовления методом вакуумной плавки переплавляемого электрода, содержащего от 0,2 до 3,0 мас.% титана и от 0,0025...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656899
Дата охранного документа: 07.06.2018
05.07.2018
№218.016.6ae5

Способ и устройство для изготовления композитной лопатки

Изобретение относится к способу изготовления композитной лопатки турбомашины, а также к устройству уплотнения, используемому в этом способе. Композитной лопаткой может быть лопатка, содержащая заготовку из нитей или волокон, выполненную посредством трехмерного тканья, и связующее, удерживающее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659995
Дата охранного документа: 04.07.2018
10.07.2018
№218.016.6f3c

Система и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата

Предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и, по меньшей мере, два независимых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660725
Дата охранного документа: 09.07.2018
19.07.2018
№218.016.7289

Волокнистая заготовка для полой лопатки газотурбинного двигателя

Изобретение относится к волокнистой заготовке для полой лопатки газотурбинного двигателя, к такой полой лопатке и способу изготовления такой полой лопатки. Изобретение также относится к газотурбинному двигателю и летательному аппарату, содержащим такую полую лопатку. Волокнистая заготовка для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661582
Дата охранного документа: 17.07.2018
26.07.2018
№218.016.75c9

Противопожарная защита картера вентилятора из композиционного материала

Изобретение относится к противопожарной защите картера газовой турбины. Картер содержит цилиндрический корпус (10), главное направление которого проходит вдоль продольной оси (X), и входной фланец (20), выполненный радиально относительно продольной оси (X) от входного конца корпуса (10). Картер...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002662264
Дата охранного документа: 25.07.2018
02.08.2018
№218.016.7805

Лопатка спрямляющего аппарата газотурбинного двигателя

Изобретение относится к лопатке спрямляющего аппарата газотурбинного двигателя (1). Содержит множество сечений (35) лопатки, наслоенных вдоль радиальной оси Z. На нижнем участке лопатки от 0 до 50% общей высоты передняя кромка (BA) каждого сечения выступает вперед относительно передней кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002662761
Дата охранного документа: 30.07.2018
Показаны записи 1-10 из 25.
27.07.2013
№216.012.5973

Система воздушных винтов противоположного вращения с устройством флюгирования их лопастей

Система (1) воздушных винтов противоположного вращения газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит первый и второй винты (6, 8), каждый из которых включает в себя систему (26, 56) управления установкой лопастей. Указанная система управления содержит вращающиеся средства (38, 68)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488520
Дата охранного документа: 27.07.2013
20.08.2013
№216.012.5fd7

Упрощенная система регулирования шага лопасти воздушного винта в авиационном газотурбинном двигателе

Настоящая группа изобретений относится к системе регулирования шага лопасти воздушного винта в авиационном газотурбинном двигателе. Система содержит: первую дорожку, соединенную с лопастью воздушного винта и обеспечивающую при вращении установку угла атаки указанной лопасти; вторую дорожку;...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490167
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.12.2013
№216.012.8daf

Упрощенная система регулирования шага лопасти воздушного винта в авиационном турбовальном двигателе

Система регулирования шага лопасти воздушного винта в турбовальном двигателе содержит первую и вторую кольцевые направляющие, активирующий элемент, а также первый и второй блокирующие элементы. Первая кольцевая направляющая обеспечивает установку угла атаки указанной лопасти и имеет первое и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002501954
Дата охранного документа: 20.12.2013
20.03.2014
№216.012.ac9c

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002509903
Дата охранного документа: 20.03.2014
20.05.2014
№216.012.c413

Устройство с винтами противоположного вращения, имеющее средство изменения шага винтов

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам регулирования шага винтов. Устройство с винтами противоположного вращения, имеющее средство изменения шага, содержит пару винтов противоположного вращения с изменяемым шагом. Шаг может изменяться посредством приводного механизма...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002515954
Дата охранного документа: 20.05.2014
10.06.2014
№216.012.d200

Механизм привода пары воздушных винтов противоположного вращения посредством планетарной зубчатой передачи

Механизм содержит пару воздушных винтов противоположного вращения, турбину привода, соединенный с ней вал, неподвижный кожух, служащий опорой турбине посредством вала и двух подшипников, а также трансмиссию и втулку. Трансмиссия содержит планетарную зубчатую передачу, включающую центральное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519531
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.07.2014
№216.012.e181

Устройство с подвижным силовым цилиндром для управления ориентацией лопатками вентилятора турбовинтового двигателя

Устройство управления ориентацией лопаток вентилятора турбовинтового двигателя, содержащего систему (24а) лопаток (26) вентилятора с регулируемой ориентацией, жестко соединенную при вращении с вращающимся кольцом (28а). Кольцо отцентровано по продольной оси (12) и механически связано с ротором...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002523515
Дата охранного документа: 20.07.2014
10.08.2014
№216.012.e7ac

Устройство для управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя

Устройство управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя, содержащего по меньшей мере один узел (24a) лопастей (26) вентилятора с регулируемой ориентацией, неподвижно соединенный во вращении с вращающимся кольцом (28a), механически связанным с ротором турбины. Каждая...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525101
Дата охранного документа: 10.08.2014
20.08.2014
№216.012.eba2

Малогабаритная система винтов противоположного вращения

Система винтов противоположного вращения для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый винт и второй винт противоположного вращения, предназначенные для приведения во вращение вокруг продольной оси системы винтов, механическое устройство...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002526130
Дата охранного документа: 20.08.2014
20.10.2014
№216.012.feaf

Устройство для измерения кручения вращающегося вала

Устройство содержит генератор (27) лазерного луча, первый поляризующий фильтр (29) и второй поляризующий фильтр (31), закрепленные на валу и расположенные на расстоянии друг от друга, и приемник (33) лазерного излучения. Лазерный луч, излучаемый генератором, проходит через оба фильтра к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002531055
Дата охранного документа: 20.10.2014
+ добавить свой РИД