ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках – F02C

Раздел F МАШИНОСТРОЕНИЕ; ОСВЕЩЕНИЕ; ОТОПЛЕНИЕ; ДВИГАТЕЛИ И НАСОСЫ; ОРУЖИЕ И БОЕПРИПАСЫ; ВЗРЫВНЫЕ РАБОТЫ
F02 Двигатели внутреннего сгорания
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках
F02C 1/00 Газотурбинные установки, отличающиеся использованием горячих газов или ненагретых сжатых газов в качестве рабочего тела
отличающиеся использованием продуктов сгорания  3/005/00
F02C 3/00 Газотурбинные установки, отличающиеся использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела
генерируемых при прерывистом сгорании  5/00
F02C 5/00 Газотурбинные установки, в которых рабочее тело генерируется при прерывистом сгорании
F02C 6/00 Многоагрегатные газотурбинные установки, комбинации газотурбинных установок с другими устройствами (аспекты, в основном касающиеся таких устройств, см. соответствующие классы для этих устройств); приспосабливание турбинных установок для специальных целей
F02C 7/00 Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  1/00
управление  9/00
F02C 9/00 Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках
управление воздухозаборниками  7/057; управление турбинами  F 01D; управление компрессорами  F 04D 27/00

Патенты в данной категории

ВРАЩАЮЩИЙСЯ ВХОДНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ ДЛЯ ТУРБОМАШИНЫ, СОДЕРЖАЩИЙ ЭКСЦЕНТРИЧНО РАСПОЛОЖЕННУЮ КОНЦЕВУЮ ЧАСТЬ

Вращающийся входной обтекатель турбомашины для летательного аппарата имеет ось вращения. Обтекатель содержит передний конус, определяющий переднюю концевую часть входного обтекателя. Указанная передняя концевая часть расположена эксцентрично относительно указанной оси вращения входного обтекателя. Указанный передний конус является усеченным поверхностью сечения, определяющей указанную переднюю концевую часть входного обтекателя. Предпочтительно указанный передний конус выполнен наклонным, причем его ось наклонена относительно оси вращения входного обтекателя. Достигается эффективное удаление льда с входного обтекателя для турбомашины за счёт центробежных сил. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

2529766
выдан:
опубликован: 27.09.2014
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ РАБОТЫ ОСЕВОГО МНОГОСТУПЕНЧАТОГО КОМПРЕССОРА

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в теплоэнергетике, газоперекачивающих станциях, наземных и судовых транспортных средствах в стационарных газотурбинных установках, имеющих в своем составе осевой многоступенчатый компрессор. Способ повышения эффективности работы осевого многоступенчатого компрессора осуществляется путем впрыска воды. Воду в воздушный поток подают через калиброванные выпускные каналы, выполненные на поверхности лопаток направляющего аппарата. Впрыск воды проводят при температуре насыщения, соответствующей сумме локального давления в ступенях компрессора и перепада давления в указанных выпускных каналах. Впрыск воды начинают проводить в ступенях компрессора, где температура среды становится выше температуры насыщения воды при локальном давлении в ступенях компрессора. Достигается уменьшение потребляемой компрессором мощности за счет определения оптимальных места и параметров впрыскиваемой воды в проточную часть многоступенчатого компрессора. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

2529289
выдан:
опубликован: 27.09.2014
МАСЛОСИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного теплонапряженного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. В маслосистеме для повышения эффективности охлаждения масла в топливомасляном теплообменнике используется хладоресурс топлива, поступающего в форсажную камеру сгорания при работе двигателя на форсажном режиме. Для этого топливомасляный теплообменник выполнен в виде двух секций, в которых топливные полости в теплообменных матрицах выполнены раздельными и подключенными к разным магистралям подвода топлива (в основную или форсажную камеры сгорания), а масляные полости сообщены между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан. Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя путем обеспечения стабильного давления в магистрали подачи масла при переключении режимов работы двигателя (с основного на форсажный и обратно), что достигается выравниванием гидравлических характеристик масляных трактов течения масла. 1 ил.

2529280
выдан:
опубликован: 27.09.2014
ДВУХКОНТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок. Транзитные трубки установлены во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединены входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости. Питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением. В качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора. Подсоединение полости отбора охлаждающего воздуха к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан. Изобретение позволяет изменять расход охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. 3 з. п. ф-лы, 2 ил.

2529269
выдан:
опубликован: 27.09.2014
СПОСОБ МОНТАЖА РОТОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения. В одной из опор ротора используют роликовый подшипник с овальной беговой дорожкой кольца подшипника, связанного силовыми элементами со статором двигателя. Установку подшипника на опоре осуществляют таким образом, что большая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, при этом жесткость опоры и параметр овала дорожки качения кольца подшипника выбирают из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет предотвратить резонанс ротора на критической частоте его вращения. 2 ил.

2528789
выдан:
опубликован: 20.09.2014
ПЛАНЕТАРНО-ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫЙ РЕДУКТОР

Изобретение относится к редукторам газотурбинных двигателей и может найти применение, например, в малоразмерных авиационных турбовинтовых двигателях. Планетарно-дифференциальный редуктор включает входной вал-шестерню, имеющий внешнее зубчатое зацепление с блоком сателлитов, внутренний выходной вал и наружный выходной вал с телом вращения, содержащим зубчатый венец внутреннего зацепления. Внутренний выходной вал концентрично установлен в наружный выходной вал. Входной вал-шестерня снабжен опорами, причем хотя бы одна опора входного вала-шестерни концентрично установлена во внутреннем выходном валу. Входной вал-шестерня сопряжен косозубым внешним зубчатым зацеплением с малым зубчатым венцом блока сателлитов, связанным с внутренним выходным валом, который содержит опору, установленную концентрично относительно опоры наружного выходного вала. Большой зубчатый венец блока сателлитов соединен внутренним прямозубым зубчатым зацеплением с зубчатым венцом тела вращения. Отношение диаметра начальной окружности зубчатого венца внутреннего зацепления наружного выходного вала к диаметру начальной окружности входного вала-шестерни составляет l,5-2. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры редуктора и уровень потерь в зубчатом зацеплении, а также разгрузить опоры входного и выходных валов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

2528236
выдан:
опубликован: 10.09.2014
КОГЕНЕРАЦИОННАЯ ГАЗОТУРБИННАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА

Когенерационная газотурбинная энергетическая установка содержит компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, газовую турбину высокого давления и газовую турбину низкого давления, имеющие между собой газовую связь, теплофикационное устройство и основной электрический генератор, подсоединенный к газовой турбине высокого давления и используемый в качестве полезной нагрузки. Выход компрессора низкого давления присоединен к входу компрессора высокого давления. Теплофикационное устройство установлено между газовыми турбинами, снабжено внутренним горячим каналом, в котором размещен движущийся теплоноситель, представляющий собой частично отработавшие в газовой турбине высокого давления продукты сгорания, а также холодным каналом с помещенным внутри него другим движущимся теплоносителем, отводящим получаемую в результате теплообмена между горячим и холодным каналами внутри теплофикационного устройства тепловую энергию для ее использования вне газотурбинной энергетической установки. В когенерационной газотурбинной энергетической установке дополнительно установлено теплообменное устройство, содержащее взаимодействующие между собой посредством теплообмена горячий и холодный каналы. Вход горячего канала теплообменного устройства подсоединен к выходу из газовой турбины высокого давления, а выход горячего канала теплообменного устройства присоединен к входу горячего канала теплофикационного устройства. В качестве движущегося теплоносителя горячего канала теплообменного устройства использованы частично отработавшие продукты сгорания, поступающие из газовой турбины высокого давления. Вход холодного канала теплообменного устройства подсоединен к выходу из компрессора высокого давления, а выход холодного канала теплообменного устройства присоединен к входу камеры сгорания. В качестве движущегося теплоносителя холодного канала теплообменного устройства использована содержащая окислитель газообразная смесь, поступающая из компрессора высокого давления. Теплофикационное устройство выполнено с регулируемым теплосъемом. К газовой турбине низкого давления подсоединен дополнительный электрический генератор, используемый в качестве полезной нагрузки. Изобретение направлено на обеспечение регулирования режима когенерации, то есть количества вырабатываемой тепловой и электрической энергии, и на повышение коэффициента полезного действия. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

2528214
выдан:
опубликован: 10.09.2014
ПАРОГАЗОВАЯ УСТАНОВКА

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка содержит газотурбинную установку, котел-утилизатор, паротурбинную установку, сбросный газоход, дымовую трубу, соединительные трубопроводы, внешний газоход, подключенные к внешнему газоходу горелочное устройство и пароперегреватель. Котел-утилизатор и пароперегреватель содержат модули поверхностей нагрева пароводяного контура паротурбинной установки. Внешний газоход выполнен в виде рециркуляционного контура, оборудованного вентилятором. Вход внешнего газохода подсоединен к котлу-утилизатору в зоне размещения модулей поверхностей нагрева, а выход выведен перед зоной размещения модулей поверхностей нагрева котла-утилизатора. Изобретение позволяет повысить эффективность использования теплоты газообразных продуктов сгорания и КПД установки. 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

2528190
выдан:
опубликован: 10.09.2014
ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО С ЗАГЛУШКОЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство включает заглушку воздушно-реактивного двигателя для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме. Заглушка расположена на входе в воздухозаборное устройство, имеет обтекаемую аэродинамическую форму, выполнена сбрасываемой и содержит пиротолкатель для ее сброса. Пиротолкатель состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня. Толкающий поршень выполнен с возможностью перекрытия своим торцом канала расположения сбрасываемого с заглушкой поршня. Изобретение позволяет упростить конструкцию заглушки и механизма ее удаления, а также повысить надежность последнего. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

2527800
выдан:
опубликован: 10.09.2014
СПОСОБ ПЕРЕРАБОТКИ УГЛЕВОДОРОДНОГО ГАЗА В СТАБИЛЬНЫЕ ЖИДКИЕ СИНТЕТИЧЕСКИЕ НЕФТЕПРОДУКТЫ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к технологии переработки углеводородов, к способам и устройствам для переработки углеводородного газа в стабильные жидкие синтетические нефтепродукты. Способ переработки углеводородного газа в стабильные жидкие синтетические нефтепродукты, например в синтетическую нефть или синтетическое моторное топливо, предусматривает предварительную обработку исходного углеводородного газа в зависимости от его физико-химических свойств, например очистку от сероводородных соединений, и/или сепарирование и осушку, и/или компримирование, а также последующее разделение этого предварительно обработанного газа на два потока: основной поток, перерабатываемый в конечный продукт, и технологический поток, используемый для поднятия температуры основного потока газа в процессе получения конечного продукта, последующую переработку каждого из этих разделенных потоков: основного потока - каталитическим паровым риформингом с получением синтез-газа, последующим его охлаждением, переработкой в стабильную синтетическую нефть и, по необходимости, разделением синтетической нефти на фракции синтетического моторного топлива, переработку отделенного технологического потока осуществляют пропусканием через газотурбинную установку с получением электрической энергии и продуктов сгорания, при этом дополнительно от полученного паровым риформингом охлажденного синтез-газа отделяют избыточный водород, продукты сгорания пропущенного через газотурбинную установку технологического потока газа вначале дожигают вместе с избыточным водородом и частью технологического потока предварительно обработанного исходного углеводородного газа, а затем направляют на разогрев основного потока газа в процессе его конверсии паровым риформингом. Заявлен также энергетический комплекс для переработки углеводородного газа. Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленной группы изобретений, является создание эффективных условий для протекания процесса получения синтетической нефти в реакторе Фишера-Тропша за счет стабилизации потока синтез-газа путем удаления из него избыточного водорода, а также создание эффективных условий для протекания процесса получения синтез-газа за счет разогрева основного потока газа в процессе его конверсии паровым риформингом продуктами, полученными от дожигания продуктов сгорания пропущенного через газотурбинную установку технологического потока газа вместе с избыточным водородом и частью технологического потока предварительно обработанного исходного углеводородного газа, и обеспечение оптимально устойчивого процесса конверсии основного потока газа за счет поддержания в автоматическом режиме его температуры в реакторе синтез-газа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

2527536
выдан:
опубликован: 10.09.2014
ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА С ВПРЫСКОМ ВОДЯНОГО ПАРА

Газотурбинная установка с впрыском водяного пара в контур ГТУ содержит компрессор для сжатия воздуха, топливный насос, средства для подачи топлива, камеру сгорания, газовую турбину, электрогенератор для выработки электроэнергии, механические средства для передачи механической энергии от турбины на работу компрессора и на вращение электрогенератора, котел-утилизатор. В камеру сгорания поступает сжатый компрессором воздух и подаваемое топливо и происходит их смешение, воспламенение и сгорание. Котел-утилизатор предназначен для нагрева подаваемой воды и получения пара за счет тепла продуктов сгорания, систему впрыска пара в камеру сгорания. Газотурбинная установка оснащена системой подачи активатора горения и системой смешения активатора горения с водяным паром, впрыскиваемым в камеру сгорания. Изобретение направлено на увеличение удельной мощности, повышение КПД, снижение удельного расхода топлива и увеличение (продление) ресурса, а также для снижения выбросов в атмосферу токсичных веществ, в частности оксидов азота (NOx) и угарного газа (CO) с продуктами сгорания. 1 ил.

2527010
выдан:
опубликован: 27.08.2014
ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА С ПОДАЧЕЙ ПАРО-ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ

Газотурбинная установка с подачей паро-топливной смеси содержит компрессор для сжатия воздуха, топливный насос для подачи топлива, средства для подачи паро-топливной смеси, камеру сгорания, газовую турбину, электрогенератор для выработки электроэнергии, механические средства для передачи механической энергии от турбины на работу компрессора и на вращение электрогенератора, котел-утилизатор. В камеру сгорания поступает сжатый компрессором воздух и подаваемая паро-топливная смесь, далее происходит их смешение, воспламенение и сгорание. Котел-утилизатор предназначен для нагрева подаваемой воды и получения пара за счет тепла продуктов сгорания, смеситель для получения паро-топливной смеси. Газотурбинная установка оснащена системой подачи активатора горения и системой смешения активатора горения с паро-топливной смесью, подаваемой в камеру сгорания. Изобретение направлено на увеличение удельной мощности, повышение КПД, снижение удельного расхода топлива и увеличение (продление) ресурса, а также для снижения выбросов токсичных веществ, в частности оксидов азота (NOx) и угарного газа (CO) с продуктами сгорания, в атмосферу. 2 ил.

2527007
выдан:
опубликован: 27.08.2014
СПОСОБ ПОЭТАПНОГО ИЗМЕНЕНИЯ ПОДАЧИ ТОПЛИВА В УСТРОЙСТВЕ С КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ

Способ поэтапного изменения подачи топлива при эксплуатации реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, имеющего, по меньшей мере, одну полость с захваченным вихрем, при этом реактор с камерой сгорания с захваченным вихрем дополнительно имеет как входное устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси в основное впускное отверстие реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, так и, по меньшей мере, одно вихревое устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси непосредственно в, по меньшей мере, одну подобную полость с захваченным вихрем в реакторе с камерой сгорания с захваченным вихрем. Входное устройство для предварительного смешивания содержит множество концентрических копланарных кольцевых элементов с аэродинамической формой, расположенных выше по потоку основного впускного отверстия, выровненных в аксиальном направлении в пределах проточного канала. Каждый кольцевой элемент имеет внутренний канал для топлива и дополнительно имеет множество отверстий для впрыска топлива, в результате чего топливо проходит из внутреннего канала во входной поток текучей среды вблизи кольца. Между каждыми двумя кольцевыми элементами образован кольцевой канал. Кольца дополнительно адаптированы, в результате чего отверстия для впрыска топлива ориентированы для впрыска топлива под углом, имеющим абсолютную величину от приблизительно 0о до приблизительно 90о относительно аксиального направления. Множество отверстий для впрыска топлива имеют неодинаковые диаметры, которые имеют разные величины. Каждая из величин выбрана для обеспечения заданного диапазона отношений мгновенных потоков топлива и воздуха. Вихревое устройство для предварительного смешивания содержит отверстия для впуска топлива и для впуска воздуха, камеру, в которой топливо и воздух смешиваются, и отверстие для выпуска воздушно-топливной смеси. Устройство для предварительного смешивания присоединено к реактору с камерой сгорания с захваченным вихрем так, что выпускное отверстие обеспечивает ввод воздушно-топливной смеси непосредственно в реакционную полость с захваченным вихрем, и так, что воздушно-топливная смесь вводится в полость с захваченным вихрем под таким углом, что воздушно-топливная смесь соединяется с потоком вихря приблизительно сонаправленно с вихревым потоком. Способ также включает регулирование частей воздушно-топливной смеси, вводимых через входное устройство для предварительного смешивания, и вихревое устройство для предварительного смешивания, для приспосабливания к отличающимся нагрузкам во время работы реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем. Изобретение направлено на обеспечение устройством предварительного смешивания равномерного распределения топлива по площади поперечного сечения впускного отверстия камеры сгорания, получение однородной воздушно-топливной смеси, уменьшение габаритов зоны предварительного смешивания и снизить уровень выбросов вредных веществ. 23 з.п. ф-лы, 15 ил.

2526410
выдан:
опубликован: 20.08.2014
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство. Камера сгорания выполнена с межтрубным пространством между внутренним, наружным корпусом и кольцевой жаровой трубой с фронтовыми устройствами. Вход фронтового устройства кольцевой жаровой трубы соединен с проточной частью компрессора последовательно от компрессора через кольцевой сегмент лопаточного диффузора, выход которого соединен с входом пневмопровода - канального патрубка, выход которого соединен с входом в третью внутреннюю полость охлаждаемой лопатки соплового аппарата, один из выходов из которой соединен с входом во фронтовое устройство жаровой трубы. Кроме того, имеются еще два выхода из третьей внутренней полости. Один из выходов через межтрубное пространство камеры сгорания и кольцевую полость-ресивер соединен с входом в первую внутреннюю полость лопатки. Второй выход через окно в разделительной стенке соединен с четвертой внутренней полостью лопатки соплового аппарата. В сопловом аппарате имеются, по крайней мере, одна или несколько лопаток, у которых третья внутренняя полость имеет четвертый выход, соединяющий ее через окно в разделительной стенке со второй внутренней полостью. В этих лопатках располагается перепускное устройство, имеющее кинематическую связь с клапаном, расположенным на входе в топливную форсунку соединенного с этой лопаткой фронтового устройства. Вторая полость этих лопаток соединена со второй полостью лопатки, не имеющей перепускного устройства. Изобретение обеспечивает на различных режимах эффективную работу камеры сгорания газотурбинного двигателя и системы охлаждения высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

2525385
выдан:
опубликован: 10.08.2014
СТАТОР КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7). Внутренний корпус статора компрессора состыкован с диффузором (10) камеры сгорания в осевом направлении с зазором d на стыке (13), равным 0<d<0,6 мм. Во фланце диффузора (10) камеры сгорания в месте стыка (13) с внутренним корпусом статора компрессора выполнены пазы (14). Заявленное изобретение позволяет повысить надежность, КПД и ресурс работы статора и всего двигателя в целом. 4 ил.

2525384
выдан:
опубликован: 10.08.2014
ОПОРА ТУРБИНЫ

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5 2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

2525383
выдан:
опубликован: 10.08.2014
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установлена в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата. Внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата. Передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку. Задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки. Угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины находится в пределах 20 40°. Отношение высоты радиальной стенки упругого элемента к толщине радиальной стенки упругого элемента находится в пределах 6 10. Изобретение уменьшает напряжение в первой сопловой лопатке и уменьшает температуры нижней полки первой сопловой лопатки, повышая тем самым надежность высокотемпературной газовой турбины. 3 ил.

2525371
выдан:
опубликован: 10.08.2014
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ПОДАЧИ РЕГУЛИРУЕМОГО ПОТОКА ТОПЛИВА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ ТУРБОМАШИНЫ

Изобретения относятся к способу и устройству подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины. Топливо под высоким давлением подается с регулируемым расходом в камеру сгорания через клапан с позиционным управлением и останавливающий и повышающий давление отсечной клапан с переменным сужением. Величина, представляющая реальный массовый расход подаваемого топлива, рассчитывается вычислительным блоком на основе информации, представляющей перепад давления ( Р) между входом и выходом отсечного клапана и проходного сечения отсечного клапана, например, представленное положением Х золотника отсечного клапана. Клапан с позиционным управлением имеет изменяющееся положение, которым вычислительный блок управляет как функцией разницы между рассчитанной величиной, представляющей реальный массовый расход и величиной, представляющей заданный массовый расход. Технический результат изобретений - повышение точности регулирования расхода топлива и упрощение архитектуры узла регулирования и отсечки. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

2525362
выдан:
опубликован: 10.08.2014
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, на входе соединенной с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Отношение проходной площади Fс.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fс.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 1,5 2,5. Отношение проходной площади Fр.взл. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на взлетном режиме к проходной площади Fp.кр. заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на крейсерском режиме находится в пределах 2 4. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности высокотемпературного газотурбинного двигателя путем уменьшения расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины на крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя по отношению к взлетному режиму. 1 ил.

2525049
выдан:
опубликован: 10.08.2014
ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА

Изобретение относится к энергетике. Установка содержит источник водорода высокого давления, две герметичные капсулы, газодинамически связанные между собой, с входным и выходными патрубками, два турбодетандера, два потребителя мощности, основной потребитель водорода и краны, потребитель электроэнергии, потребители водорода высокого и среднего давления. При открытии кранов водород из источника хранения под давлением поступает последовательно в первую и вторую капсулы и далее через краны к потребителям водорода. Изобретение позволяет снизить избыточное высокое давление газообразного водорода из источника хранения до заданных уровней с минимальными потерями и дополнительными техническими эффектами. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

2525042
выдан:
опубликован: 10.08.2014
СПОСОБ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включает разборку его подшипникового отсека и осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке. По другому варианту способ технического обслуживания газотурбинного двигателя включает осуществление доступа из передней части переднего центрального узла к редуктору, приводимому в действие от низкоскоростного вала. Также объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий редуктор, опору переднего центрального узла и переднюю стенку. Редуктор установлен в заданной зоне вдоль оси двигателя. Опора расположена вокруг оси двигателя. Передняя стенка установлена на опоре переднего центрального узла с возможностью ее отделения от указанной опоры для обеспечения доступа к редуктору. Группа изобретений позволяет сократить время снятия редуктора. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 8 ил.

2525038
выдан:
опубликован: 10.08.2014
КОРПУС КОМПРЕССОРА, ОБЛАДАЮЩИЙ СТОЙКОСТЬЮ К ТИТАНОВЫМ ПОЖАРАМ, КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ, СОДЕРЖАЩИЙ ТАКОЙ КОРПУС, И ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ОБОРУДОВАННЫЙ ТАКИМ КОМПРЕССОРОМ

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана. Экран неподвижно соединен с моноблочной деталью при помощи средств крепления, которые расположены вместе с экраном таким образом, чтобы вместе образовать внутреннюю стенку, ограничивающую наружный контур канала воздушного потока компрессора. Достигается меньшая масса корпуса при высокой защите от титанового пожара. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

2524782
выдан:
опубликован: 10.08.2014
СПОСОБ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕСКОНТАКТНЫМ ЯВНОПОЛЮСНЫМ СИНХРОННЫМ ГЕНЕРАТОРОМ С ВРАЩАЮЩИМСЯ ВЫПРЯМИТЕЛЕМ

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим. Технический результат изобретения - снижение балластной полетной массы и упрощение конструкции. 3 ил.

2524776
выдан:
опубликован: 10.08.2014
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ЗАПУСКА И ОХЛАЖДЕНИЯ МИКРО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПУСКОВЫМ КОМПРЕССОРОМ С ВОЗДУШНЫМ КЛАПАНОМ

Способ запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя пусковым компрессором с воздушным клапаном включает запуск газотурбинного двигателя путем подачи сжатого пускового воздуха со стороны двойного воздухозаборника в компрессор. Запуск производят воздухом от пускового компрессора. После прекращения работы микрогазотурбинного двигателя повторно включают пусковой компрессор без подачи топлива и охлаждают камеру сгорания, турбину и подшипники ротора. Микрогазотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, компрессор, турбину, холодный воздуховод, горячий воздуховод, вал ротора. Устройство запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя содержит пусковой компрессор с воздушным клапаном, соединенный с компрессором микрогазотурбинного двигателя переходной муфтой, при этом пусковой компрессор и воздушный клапан находятся в двойном воздухозаборнике. Изобретение обеспечивает мягкую передачу вращающего момента на ротор двигателя, принудительное охлаждение камеры сгорания, турбины и подшипников ротора, тем самым увеличивается общий ресурс установки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

2523084
выдан:
опубликован: 20.07.2014
УСТРОЙСТВО ДЛЯ СМАЗКИ ОПОРНОГО ПОДШИПНИКА РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора. Для этого откачивающий насос в масляной полости опорного подшипника ротора выполнен конструктивно двухсекционным. Секции кинематически связаны, а гидравлически разобщены между собой. Одна из секций насоса выполняет функции гидравлического привода другой, для чего ее масляная полость последовательно включена в магистраль подвода масла в коллектор форсунок подачи масла. Как правило, давление подачи масла в несколько раз превышает давление масла в магистрали откачки, что позволяет преобразовать некоторую часть потенциальной энергии давления подачи масла в кинетическую энергию вращения шестерен откачивающего насоса. Такое решение позволит отказаться от использования редуктора, понижающего число оборотов при передаче вращения от ротора турбомашины к откачивающему насосу и упростить конструкцию опоры ротора турбомашины. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

2522748
выдан:
опубликован: 20.07.2014
МАСЛОСИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой проблемным насосом, нарушается, и она начинает переполняться маслом, которое быстро перегревается. Переполнение масляной полости маслом сопровождается его уходом из маслобака, что грозит потерей масла и появлению на двигателе режима «масляное голодание». Технический результат изобретения - возможность корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла проблемного откачивающего насоса, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, и избежать появления дефектов на двигателе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

2522713
выдан:
опубликован: 20.07.2014
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ РАЗБОРКИ ПЕРЕДНЕЙ ЧАСТИ КОНСТРУКЦИИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

2522344
выдан:
опубликован: 10.07.2014
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО РЕГУЛИРОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ

Группа изобретений относится к области автоматического управления газотурбинным приводом, применяемым на транспорте. Техническим результатом изобретений является регулирование газотурбинной установкой при изменении в широких пределах потребляемой мощности и упрощение алгоритма управления. Указанный технический результат достигается тем, что регулятор двигателя формирует сигнал управления дозатором топлива по разности между заданным значением мощности, определяемым задатчиком мощности по коду состояния контроллера машиниста, и фактическим значением мощности, измеренной на нагрузке, при этом в зависимости от величины и знака результата сравнения уменьшают или увеличивают подачу топлива в газотурбинный двигатель, а регулятор турбогенератора формирует сигнал управления турбогенератором сравнением задания по частоте, формируемым функциональным преобразователем в зависимости от заданного значения мощности, с сигналом с датчика оборотов, который управляет обмоткой возбуждения турбогенератора и изменяет его выходное напряжение. Описано также устройство для реализации данного способа. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

2522258
выдан:
опубликован: 10.07.2014
УЗЕЛ ОТСОЕДИНЕНИЯ ВАЛОВ В РОТОРЕ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является сохранение соосности роторов компрессора и турбины при их отсоединении во время нештатной ситуации. Указанный технический результат достигается тем, что между валом ротора компрессора низкого давления и валом турбины низкого давления установлен промежуточный вал, соединенный с ними в окружном направлении шлицевыми соединениями, а в осевом направлении стяжным болтом и стяжной трубой соответственно, причем стяжная труба зафиксирована в окружном направлении посредством шлицов контровочной трубой, фиксирующей в окружном направлении стяжной болт посредством шлицевого соединения и связанной с ротором компрессора низкого давления дополнительным шлицевым соединением, при этом между стяжным болтом и контровочной трубой, соосно последней, установлена пружина, кроме того, в статорной части выполнена полость, ограниченная втулкой и поршневым элементом, выполненным с возможностью осевого смещения, сообщенная с нагнетающей магистралью гидравлической системы, например масляной, посредством канала с перепускным клапаном, причем поршневой элемент зафиксирован в окружном направлении относительно втулки шлицами, при этом между втулкой и поршневым элементом, соосно последнему установлена пружина, кроме того, близлежащие торцевые поверхности контровочной трубы и поршневого элемента выполнены коническими с образованием зазора между ними. Перепускной клапан связан с компьютером цифровой системы управления с полной ответственностью. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

2522233
выдан:
опубликован: 10.07.2014
СПОСОБ И СИСТЕМА ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПРОТЕЧКИ ГАЗА В ТУРБИНЕ И ТУРБИНА

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины. Кроме того, один или несколько каналов могут быть выполнены с возможностью направления по меньшей мере части обратного потока газа из соответствующих точек в пределах указанных нескольких уплотнений к соответствующим точкам в пределах газового тракта турбины. Технический результат изобретения заключается в том, что при размещении нескольких уплотнений последовательно уравновешивается осевое усилие, создаваемое потоком газа в элементах турбины. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

2522228
выдан:
опубликован: 10.07.2014
Наверх