Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .элементы крепления и опорные устройства установки, компенсация тепловых расширений и ползучести – F02C 7/20

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.

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.

Конструктивный каркас газотурбинного двигателя, такой как промежуточный или выпускной каркас, образован элементами, содержащими внутреннюю и наружную коаксиальные обечайки и радиальные стойки, соединяющие обечайки. Каждая из обечаек выполнена в виде множества участков цилиндра, окружные концы которых содержат радиальные фланцы, закрепляемые болтами на радиальных фланцах радиальных стоек. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше конструктивный каркас. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и ремонт конструктивного каркаса газотурбинного двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство соединения радиальных стоек с круглой обечайкой при помощи осей и распорок содержит круглую обечайку, в основном радиальные стойки, соединяющие обечайку с другой концентричной обечайкой, и соединения стоек с обечайкой или с внутренней ступицей. При этом каждое из соединений содержит, по меньшей мере, одно отверстие, проходящее через стойку параллельно обечайке. При этом через каждое от упомянутых отверстий проходит палец. По обе стороны от стойки на пальце выполнена пара отверстий. Соединения также содержат пару распорок, расположенных по обе стороны от стойки между пальцем и обечайкой. Отверстия проходят через обечайку и распорки и образуют линии с отверстиями пальца. Болты проходят через линии отверстий и стягивают обечайку, палец и распорки. Изобретение позволяет облегчить монтаж соединения, упростить соединительные детали, облегчить их, болты меньше подвержены нагреву и заклиниванию. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Устройство монтажа органа подвески на картере газотурбинного двигателя содержит вилку, включающую в себя, по меньшей мере, одну проушину и неподвижно соединенную с картером. Ось, закрепленная на упомянутой вилке, поддерживает упомянутый орган при помощи кольца, охватывающего ось. Устройство монтажа содержит средство блокировки вращения, содержащее стопорную пластину, соединенную с проушиной. Пластина и ось содержат узел, состоящий из штифта и паза или отверстия, в которое заходит упомянутый штифт, обеспечивая блокировку вращения оси в вилке. Пластина блокируется от вращения по отношению к вилке при помощи болтового соединения. Другим объектом изобретения являются картер газотурбинного двигателя, содержащий описанное устройство монтажа, а также газотурбинный двигатель, содержащий такой картер. Изобретение позволяет избежать износ от трения проушин, втулок и осей подвески. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Блок газотурбинного двигателя содержит первый и второй узлы, неподвижно соединенные друг с другом при помощи, по меньшей мере, одного устройства соединения. Это устройство содержит вилку, предназначенную для соединения с первым узлом, и соединительный элемент, предназначенный для соединения со вторым узлом. Соединительный элемент содержит сквозное отверстие, которое расположено между первой и второй проушинами вилки, которые содержат соответственно первое отверстие вилки и второе отверстие вилки. Также оно дополнительно содержит осевую систему сдвига, проходящую насквозь через первое отверстие вилки, второе отверстие вилки и сквозное отверстие и содержащую резьбовой конец, взаимодействующий с системой гайки. Гайка опирается на вторую проушину вилки. Со стороны, противоположной резьбовому концу, осевая система содержит расширенный участок, проходящий через первое отверстие вилки и образующий заплечик, расположенный между первой и второй проушинами вилки. Соединительный элемент, находящийся на расстоянии от первой проушины вилки, зажимается с двух сторон соответственно между заплечиком и второй проушиной вилки и выполнен в виде стойки. Первый и второй узлы являются кольцевыми и концентричными и неподвижно соединены между собой при помощи множества устройств соединения, отстоящих друг от друга в окружном направлении. Первый кольцевой узел находится радиально внутри по отношению ко второму кольцевому узлу. Вилка каждого из устройств соединения, которой оборудован первый кольцевой узел, установлена таким образом, что на виде сверху продольная ось вилки наклонена под одинаковым углом установки относительно оси первого и второго кольцевых узлов. Первый и второй узлы ограничивают между собой кольцевое пространство, образующее участок первичного канала для прохождения газов в газотурбинном двигателе. Также объектами изобретения являются модуль газотурбинного двигателя, содержащий описанный выше блок, и газотурбинный двигатель, содержащий такой модуль. Изобретение позволяет уменьшить габаритные размеры деталей газотурбинного двигателя. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Съемная опора для газотурбинного двигателя содержит первую стойку, выполненную с возможностью съемного крепления к газотурбинному двигателю с первой стороны от центра тяжести газотурбинного двигателя, и вторую стойку, выполненную с возможностью съемного крепления к газотурбинному двигателю со второй стороны от центра тяжести газотурбинного двигателя. Первая стойка включает первый опорный элемент, первый и второй кронштейны опоры, а также первый и второй штифтовые узлы. Первый кронштейн опоры расположен в первой концевой части первого опорного элемента, второй кронштейн опоры - во второй концевой части первого опорного элемента. Первый штифтовой узел выполнен с возможностью сцепления с первым кронштейном опоры, а второй штифтовой узел выполнен с возможностью сцепления со вторым кронштейном опоры. При монтаже съемной опоры на газотурбинном двигателе производят разъемное крепление опоры к газотурбинному двигателю, когда газотурбинный двигатель расположен в воздушном судне. Затем присоединяют подъемный кран к газотурбинному двигателю и снимают газотурбинный двигатель с воздушного судна с помощью подъемного крана. Изобретения позволяют упростить демонтаж газотурбинного двигателя целиком. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Вентилятор для турбомашины летательного аппарата содержит входной конус турбомашины, диск вентилятора и также лопатки вентилятора. Конус турбомашины имеет наружную поверхность, предназначенную для того, чтобы вдоль нее проходил проточный тракт турбомашины. Лопатки вентилятора установлены на упомянутом диске, вместе с которым они вращаются вокруг оси вращения вентилятора. Вентилятор содержит кольцевой балансировочный фланец, связанный во вращении с диском вентилятора вокруг упомянутой оси вращения и оборудованный множеством отверстий крепления весовых балансиров, расположенных по окружности на расстоянии друг от друга. Вентилятор также содержит один или несколько весовых балансиров, неподвижно установленных на упомянутом кольцевом балансировочном фланце при помощи одного или нескольких упомянутых отверстий крепления весовых балансиров. Кольцевой балансировочный фланец расположен внутри упомянутого входного конуса таким образом, чтобы его отверстия крепления весовых балансиров были изолированы от упомянутого проточного тракта турбомашины. Вентилятор дополнительно содержит кольцо удержания лопаток вентилятора, позволяющее удерживать эти лопатки в осевом направлении по отношению к упомянутому диску вентилятора. Кольцо удержания и упомянутый кольцевой балансировочный фланец выполнены в виде единой детали. Изобретение позволяет уменьшить габариты и общую массу вентилятора турбомашины. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ступице в сборе, входящей в состав задней опоры турбины низкого давления. Ступица в сборе выпускного картера содержит ступицу, переднюю и заднюю щеки и множество манжет. Передняя и задняя щеки расположены по одну и другую сторону от ступицы. Манжеты расположены на ступице и образуют угол, заключенный между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы. По меньшей мере, одно ребро жесткости сформировано на основании каждой манжеты в месте под критической зоной напряжений в манжете. Другим объектом настоящего изобретения является выпускной картер, в состав которого входят ступица в сборе, описанная выше, а также множество манжет, кольцо, окружающее ступицу, рычаги. Рычаги образуют угол между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°. При этом рычаги приварены между кольцом и каждой манжетой. Также объектами изобретения являются турбина и турбомашина, содержащие описанный выше выпускной картер. Изобретение позволяет повысить срок службы задних стоек турбины. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Выступающая часть (30) содержит произведенный множеством угловых секторов (76а, 76b) соединительный нижний по потоку конец (64) с отверстием, образующий кольцевую канавку (66), открытую радиально наружу, предназначенную для вмещения крышек гондолы. Упрощается техническое обслуживание выступающей части. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Устройство подвески газотурбинного двигателя на несущей конструкции воздушного судна содержит балку. Балка имеет в своем составе первый элемент, такой как верхняя платформа, в котором могут быть размещены средства крепления к упомянутой несущей конструкции, и второй элемент, в котором могут быть размещены средства крепления к газотурбинному двигателю. Также балка содержит по меньшей мере одно множество первых пластин и по меньшей мере одно множество вторых пластин, предназначенных для размещения в поперечном направлении по отношению к оси двигателя. Пластины связаны между собой при помощи сцепляемости слоев эластомерного материала. Первые пластины жестко связаны с первым элементом, а упомянутые вторые пластины жестко связаны со вторым элементом. Средство крепления к газотурбинному двигателю содержит по меньшей мере один рычаг, шарнирно закрепленный при помощи связи с шаровым шарниром на втором элементе балки. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство подвески. Изобретение позволяет уменьшить размер устройства подвески газотурбинного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления и камеру сгорания с упругими обечайками. Внутренний корпус компрессора установлен раздельно с диффузором камеры сгорания. Спрямляющий аппарат компрессора размещен на двух упругих обечайках диффузора камеры сгорания. Лопатки спрямляющего аппарата компрессора верхними полками установлены через пазы в кольцевой проточке наружной упругой обечайки диффузора камеры сгорания. Нижние полки лопаток закреплены на внутренней упругой обечайке диффузора камеры сгорания. На внутренней упругой обечайке диффузора камеры сгорания установлен фланец лабиринтного уплотнения с образованием замкнутой полости с уплотнением и с нижними полками лопаток. Фланец закреплен при помощи гаек внутри полости. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя путем улучшения его параметров. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Силовая установка содержит газотурбинный двигатель, основание и первую подвижную опору. Газотурбинный двигатель имеет первый участок, второй участок и продольную ось. Основание образует опору для силовой установки. Первая подвижная опора поддерживается основанием, контактирующим с первым участком газотурбинного двигателя, и обеспечивает, по меньшей мере, частичное перемещение первого участка газотурбинного двигателя во время его обслуживания. Первая подвижная опора, по меньшей мере, частично поддерживает первый участок газотурбинного двигателя, при перемещении указанного первого участка по направляющей в направлении от продольной оси, независимо от второго участка газотурбинного двигателя. Направляющая расположена под углом к продольной оси. Достигается облегчение эксплуатации установки за счет возможности независимого перемещения ее сегментов от продольной оси. 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Статор компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного (2) и внутренних (3) и (4) обдуваемых корпусов, связанных между собой упругими элементами. Между наружным (2) и внутренними (3, 4) корпусами расположены передняя (5) и задняя (6) полости обдува. Между полостями обдува расположена полость отбора (7). Соединения наружного корпуса (2) с внутренними (3) и (4) в передней полости обдува (5) на выходе и в задней полости обдува (6) на входе выполнены при помощи двойной центровки с упором в сопрягаемые стыки корпусов. В задней полости обдува (6) на выходе внутренний корпус (4) выполнен за одно с упругим элементом. Упругие элементы в полости отбора предпочтительно закрыты теплоизоляционными кожухами. В передней полости обдува (5) на поверхности внутреннего корпуса (3) предпочтительно выполнены кольцевые ребра. Путем исключения болтовых соединений снижается масса и стоимость изготовления, повышается надежность и ресурс двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкциям опор роторов, в частности к демпфирующим радиальным опорам трехопорных роторов турбокомпрессоров, и может быть использовано в авиадвигателестроении, энергетике и других отраслях промышленности, где используются газотурбинные двигатели, и позволяет упростить регулирование центровки подшипника и компенсацию отклонений оси опоры от оси вращения ротора. Система опор ротора турбомашины содержит опору компрессора, опору турбины и опору, расположенную между ними, при этом опора турбины содержит корпус, радиальный подшипник, выполненный с поворотными сегментными колодками, опорный элемент, выполненный с отверстиями, сферическим участком и полостью, сообщенной с отверстиями, втулку, выполненную из вставленных друг в друга внутренней втулки с выступами и охватывающего ее цилиндрического упругого элемента, и масляный демпфер, расположенный между втулкой и сферическим участком опорного элемента и с зазором относительно внутренней поверхности корпуса опоры, выполненный в виде вставленных друг в друга с возможностью поворота втулок, контактирующих между собой по сфере, и закрепленный на опорном элементе внутренней втулкой, при этом опорный элемент выполнен с возможностью наклона относительно продольной оси турбомашины и соединен с корпусом опоры по сферическому участку и при помощи винтовых элементов, расположенных в корпусе опоры между выступами втулки и контактирующих с упругим элементом. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Узел подвески двигателя, расположенный между двигателем и стойкой его крепления, содержит первое крепежное устройство и две серьги в форме треугольника с тремя отверстиями в каждой, образующими равнобедренный треугольник. Первое крепежное устройство выполнено с возможностью соединения со стойкой и снабжено двумя проушинами, каждая из которых содержит по четыре находящихся друг против друга крепежных отверстия, выровненных по одной линии. Первое крепежное устройство и каждая серьга соединены между собой посредством соединительных пальцев, расположенных в двух отверстиях каждой серьги и в соответствующих отверстиях крепежного устройства. Третье отверстие в серьге предназначено для соединения с вилкой, расположенной со стороны двигателя. Каждая серьга имеет сдвоенную конструкцию, выполненную из двух частей идентичной формы, состыкованных друг с другом в направлении, перпендикулярном отверстиям. Другое изобретение группы относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей стойку крепления и двигатель, соединенный со стойкой при помощи указанного выше узла подвески. Изобретения позволяют снизить вес узла подвески двигателя без снижения его надежности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям высокой и сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения. Технический результат заключается в повышении надежности и в снижении веса газотурбинного двигателя путем повышения несущей способности шарикового радиально-упорного подшипника и исключения обрыва вала вентилятора в случае поломки указанного шарикоподшипника. Вал вентилятора установлен на переднем радиальном роликовом подшипнике и на заднем радиально-упорном шарикоподшипнике, который размещен на Т-образном в поперечном сечении выносном фланце и зафиксирован в осевом направлении установленной со стороны турбины низкого давления гайкой крепления внутреннего кольца шарикоподшипника. Т-образный фланец выполнен за одно целое с валом вентилятора, состоит из горизонтальной и радиальной частей. Радиальная часть фланца размещена под осью симметрии тел качения шарикоподшипника. С внутренней стороны горизонтальной части фланца, под последними витками резьбы гайки выполнено кольцевое, направленное к оси газотурбинного двигателя ребро, образующее совместно с радиальной частью фланца полость для равномерного распределения в окружном направлении масла, поступающего из масляного жиклера. 2 ил.

Кольцевая камера сгорания (10) включает в себя наружную и внутреннюю осевые стенки (26, 28), соединенные вверх по потоку головкой камеры (30). Головка камеры имеет коэффициент теплового расширения, отличный от коэффициента теплового расширения осевых стенок. Головка камеры снабжена множеством внутренних и наружных подвесных скоб (34), которые закреплены системами крепления (36) соответственно на концевых участках вверх по потоку внутренней и наружной стенок. Каждая система крепления включает в себя винт (40), проходящий через одну из подвесных скоб и через концевой участок вверх по потоку соответствующей осевой стенки, и гайку (46), затянутую на одном конце крепежного винта. Каждая система крепления дополнительно содержит втулку скольжения, расположенную вокруг крепежного винта между гайкой и концевым участком соответствующей осевой стенки. Между гайкой и концевым участком осевой стенки предусмотрен радиальный зазор. Система крепления дополнительно содержит средства демпфирования вибраций головки камеры относительно осевых стенок. Каждая подвесная скоба содержит шайбу из металлического материала, через которую проходит крепежный винт и соответствующая втулка скольжения, выполненная также из металлического материала. Шайба подвесных скоб имеет утолщение, предназначенное для увеличения поверхности контакта между шайбой и соответствующей втулкой скольжения. Такое выполнение камеры сгорания позволяет снизить изгибающие напряжения в подвесных скобах в процессе работы за счет свободного радиального расширения головки камеры относительно осевых стенок и демпфирования вибраций. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. Газотурбинная установка выполнена на базе двухконтурного авиационного двигателя и включает в себя турбокомпрессор со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура. Наружный корпус установки соединен над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора, в котором рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой турбокомпрессора в осевом направлении телескопически соединено с наружным кольцом входного направляющего аппарата. Камера сгорания турбокомпрессора выполнена с выносными жаровыми трубами, размещенными совместно с наружными корпусами жаровых труб в канале наружного контура. Стойки расположены перед корпусами жаровых труб и выполнены с телескопическим в радиальном направлении соединением. Смеситель на входе соединен телескопически в осевом направлении с наружным корпусом турбокомпрессора и на выходе в осевом направлении жестко соединен с наружным корпусом канала наружного контура. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции за счет равномерности охлаждения корпусов жаровых труб и дополнительной фиксации турбокомпрессора в радиальном направлении. 5 ил.

Жесткий на кручение кольцевой узел статора авиационного двигателя содержит жесткий кольцевой опорный элемент и по меньшей мере одно средство крепления двигателя к летательному аппарату. Средство крепления двигателя включает в себя корпус, выполненный из композиционного материала и жестко закрепленный на кольцевом опорном элементе, и жесткий элемент, охватывающий композитный корпус с плотной пригонкой к нему и содержащий соединительный элемент для соединения с летательным аппаратом. Изобретение позволяет снизить вес кольцевого узла статора, сохранив при этом его жесткость. 17 з.п. ф-лы, 13 ил.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит внешний воздухопровод (24) вентилятора, внутренний воздухопровод (23) вентилятора, вспомогательные устройства для подачи текучей среды, расположенные снаружи внешнего воздухопровода (24) вентилятора, вспомогательные системы подачи текучей среды, расположенные внутри внутреннего воздухопровода (23) вентилятора. По меньшей мере, одна съемная модульная лопасть (25), образующая соединение между указанными вспомогательными устройствами, установлена между внешним воздухопроводом (24) вентилятора и внутренним воздухопроводом (23) вентилятора. Внутренний воздухопровод (23) вентилятора содержит панели и продольные пластины для поддержания панелей. По меньшей мере, одна продольная пластина для поддержания панелей содержит опорную плиту для размещения съемной модульной лопасти (25). Изобретение обеспечивает легкость монтажа и демонтажа. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ монтажа газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода включает предварительную установку газогенератора и свободной турбины на фундаментную раму, последующую установку в переходном участке от газогенератора к свободной турбине узла соединения, содержащего сильфон, и крепление узла соединения, содержащего сильфон, предварительно одной стороной к корпусу газогенератора или свободной турбины. Затем выполняют окончательную установку и крепление газогенератора и свободной турбины на фундаментной раме на монтажном расстоянии, после чего крепят узел соединения, содержащий сильфон, противоположной стороной к корпусу свободной турбины или газогенератора, соответственно. Окончательную установку и крепление газогенератора и свободной турбины на фундаментной раме выполняют на монтажном расстоянии, определяемом зависимостью, защищаемой настоящим изобретением. При креплении узла соединения, содержащего сильфон, противоположной стороной к корпусу свободной турбины или газогенератора, соответственно, растягивают сильфон в направлении оси газотурбинного привода на величину, определяемую зависимостью, защищаемой настоящим изобретением, то есть до ликвидации монтажных зазоров между узлом соединения, содержащим сильфон, и корпусами газогенератора и свободной турбины. Изобретение позволяет уменьшить нагрузки, действующие в узле соединения корпусов газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода, а также обеспечить разгрузку сильфона и повышение его ресурса. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Предложено устройство для подачи топлива в камеру сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель. Устройство содержит кольцевой направляющий элемент для подачи топлива, проходящий вокруг внешнего цилиндрического кожуха камеры сгорания и присоединенный к средствам подачи топлива, и множество инжекторов, прикрепленных к кожуху и открывающихся в камеру сгорания. Инжекторы присоединены к направляющему элементу для подачи топлива с помощью изогнутых каналов для подачи топлива и опорных средств для направляющего элемента. Опорные средства для направляющего элемента включают в себя средства, которые являются деформируемыми при сгибании, перекручивании и повороте, позволяя кожуху термически расширяться в радиальном направлении относительно кольцевого направляющего элемента и обеспечивая твердую опору для кольцевого направляющего элемента. Подвергающиеся деформации средства могут включать в себя тяговую пружину, две тяговые пружины, два упругодеформируемых металлических стержня или две пластины, заклепки, пружину сжатия и винт, металлический амортизатор, слоистую опору, образованную набором металлических конических шайб или пластин, или набором эластомерных шайб. Изобретение обеспечивает гибкость опорным средствам направляющего элемента для уравновешивания теплового расширения кожуха. 12 з.п. ф-лы, 10 ил.

Металлический лист содержит средства для крепления к опоре и уплотнительную прокладку, расположенную вдоль этих средств. Средства крепления содержат, по меньшей мере, один просвет, выполненный на металлическом листе перфорацией, с полостью для вмещения головки крепежного компонента и шайбу. Головка крепежного компонента соответствует части металлического листа, выступающей на его противоположной поверхности. Шайба расположена на выступающей части листа для передачи напряжений между металлическим листом и опорой. Другое изобретение группы относится к обтекателю стойки турбореактивного двигателя, содержащему, по меньшей мере, один описанный выше металлический лист. Изобретения позволяют снизить толщину металлического листа за счет возможности применения головки крепежного компонента с размером, большим толщины листа. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Опора турбины относится к области авиационного двигателестроения и служит для обеспечения более или менее равной затяжки спиц при сборке опоры турбины путем применения полого кольца с кронштейнами, обладающих более стабильными упругими свойствами, а также за счет того, что натяжение спиц можно надежно контролировать, например, с помощью замера вытяжки спиц при затягивании регулировочной гайки. Опора турбины газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус с подшипником, радиальные спицы, закрепленные на внутреннем корпусе и проходящие через внутренние полости сопловых лопаток турбины, упругие элементы и наружную опору, выполненные в виде единого блока из замкнутого полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины, при этом кронштейны шарнирно соединены со спицами регулировочными элементами. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Узел соединения корпусов газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода, имеющего раздельное крепление газогенератора и свободной турбины, состоит из теплового компенсатора и корпусных элементов, выполненных симметрично относительно оси вращения двигателя. Корпусные элементы на участке между турбиной газогенератора и свободной турбиной образуют в поперечном сечении кольцевой канал, являющийся частью газовоздушного тракта газотурбинного привода. Тепловой компенсатор содержит раздельно выполненные сильфон и, как минимум, одно телескопическое соединение. Сильфон закреплен торцевыми краями в корпусных элементах газогенератора и свободной турбины, а его ось совпадает с осью вращения двигателя. Телескопическое соединение закреплено своими концами в корпусных элементах соответственно газогенератора и свободной турбины с возможностью осевого перемещения противоположных не закрепленных концов по телескопическому принципу. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия газотурбинного привода за счет уменьшения кольцевого зазора в месте соединения корпусов газогенератора и свободной турбины и улучшения их соосности, а также повысить ресурс сильфона за счет разгружения сильфона от сил, действующих в плоскости, перпендикулярной оси газотурбинного привода. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к вспомогательным средствам крепления силовых установок на летательном аппарате. Турбореактивный двигатель (трд) предназначен для установки сверху хвостовой части фюзеляжа (1) летательного аппарата посредством крепежной подвески ((28, 128), (28', 128')) и содержит вентилятор (11), переднюю часть (12) корпуса, заднюю часть (18) корпуса, вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25), расположенные по внешней стороне передней части (12) корпуса, которая содержит точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28'). Точки крепления расположены так, чтобы обеспечить крепление трд (10) одинаково на любой из сторон фюзеляжа (1) летательного аппарата. Вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25) расположены таким образом, что они доступны снаружи фюзеляжа (1) независимо от стороны, на которой установлен трд. Изобретения направлены на снижение издержек производства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к креплению подшипника, которое обеспечивает уплотнение против просачивания масла и стопорение подшипника на валу. Узел включает корпус (2) с обоймой (3) под подшипник (1), гайку (4), опорный фланец (5) и маслоотражатель, который включает маслоотражающее кольцо (6), выполненное заодно целое с замком (7), имеющим форму чашечного с выступами (8) для исключения проворачивания относительно вала (9). На подшипник (1) установлено регулировочное кольцо (10) с минимальным радиальным зазором (11) относительно маслоотражающего кольца (6) и нормированным осевым зазором (12) относительно подшипника (1), причем цилиндрическая часть замка выполнена с возможностью ее обжатия в пазы (15) гайки (4) после затяжки. В процессе работы агрегата, например, на узле привода газотурбинного двигателя из полости (16) масло стремится проникнуть в полость (18), чему препятствует минимальный радиальный зазор (11) и маслоотражающее кольцо (6). В процессе работы в зазоре (11) образуется масляная пленка, препятствующая проникновению масла в полость (18). Решение направлено на повышение надежности в узлах приводов газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. 1 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям. Двигатель содержит корпус с передней, средней и сопловой частями и установленный в корпусе с возможностью вращения вал, на котором жестко установлены компрессор и турбина. Особенностью двигателя является то, что корпус выполнен с возможностью отделения одна от другой его частей. Эти части связаны посредством силовых балок, установленных снаружи корпуса. Вал установлен на двух роликовых радиально-упорных подшипниках, ролики одного из которых размещены в месте соединения передней и средней частей корпуса, а ролики другого - в месте соединения средней и сопловой частей корпуса. Такое выполнение двигателя обеспечивает максимальное удаление элементов качения подшипников от зоны интенсивного термического воздействия и возможность простого разделения корпуса на указанные части по местам установки подшипников, простоту контроля состояния подшипников и их замены, простоту контроля состояния элементов компрессора и турбины. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Статор газовой турбины с прикрепленной к нему камерой сгорания содержит диафрагму, состоящую из двух половин и внешнего полукольца с установленными в него направляющими лопатками первой ступени. К лапкам лопаток крепится внутреннее полукольцо, снабженное вертикальной проточкой, образующей два фланца. Во фланцах выполнены расположенные по окружности сквозные соосные отверстия. На заднем по потоку газа фланце внутреннего полукольца выполнен цилиндрический выступ. В вертикальную проточку установлены лапки внутренних полок лопаток, в которых выполнен радиальный паз, размещенный между отверстиями. Штифт, установленный в отверстия и в радиальный паз, имеет головку и участки, выполненные с эксцентриситетом и соответствующими радиусами. Штифт двумя соосными участками входит в отверстия во фланцах, образуя двухопорную конструкцию, а средним участком за счет разворота штифта входит в радиальный паз. Штифт зафиксирован от проворачивания лыской на головке, упирающейся в цилиндрический выступ. Величина цилиндрического выступа меньше величины участка штифта, прилегающего к его головке. Изобретение позволяет обеспечить повышение надежности соединения направляющих лопаток с внутренними полукольцами диафрагмы, а также снизить трудозатраты и повысить технологичность сборки. 6 ил.