Язев Владимир Михайлович (RU)

Изобретение относится к силовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Силовая турбина газотурбинного двигателя содержит трубы подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленные на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанные внутренними хвостовиками с внутренним корпусом. Трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатк...

Изобретение относится к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя включает трубы подвода охлаждающего воздуха, размещенные на корпусе турбины. Корпус турбины снабжен втулкой со сферической внутренней поверхностью. На трубе подвода охлаждающего воздуха установлены пружина и кольцо со сферической наружной поверхнос...

Газотурбинная установка содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления и силовую свободную турбину, а также переходный между турбинами канал с наружным корпусом. Наружный корпус выполнен трехстенным, состоящим из внешнего, среднего и внутреннего цельных корпусов. Между внутренним и средним корпусами размещена теплоизоляция. Между внешним и средним корпусами выполнена кольцевая воз...

В высокотемпературной газовой турбине на заднем по потоку газа торце верхней полки сопловой лопатки ступени выполнен обращенный к разрезному кольцу ступени образованный дугами окружности паз, сообщающийся на выходе с щелевой осевой кольцевой воздушной полостью между верхней полкой и разрезным кольцом. На разрезном кольце с внешней его стороны установлена лента, перфорированная отверстиями для об...

Статор многоступенчатой газовой турбины содержит наружный корпус, на радиальных ребрах которого размещены наружные полки сопловых лопаток. Наружные полки зафиксированы в корпусе в окружном направлении соединениями типа «шип-паз», а в осевом направлении - размещенными ниже по потоку секторами разрезного кольца. Сектора разрезного кольца зафиксированы относительно корпуса в осевом направлении байо...

Турбина газотурбинного двигателя включает диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения. Хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним выступами. До и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости, образованные передним и задним кольцевыми ребрами, выполненными на хвостовике диска. Передняя кольцевая п...

Установка для циклических испытаний ротора турбомашины содержит рабочую камеру, в которой установлен ротор, по крайней мере, с одним диском. На диске расположены рабочие лопатки. Установка выполнена самостоятельным модулем со своими опорами: передней и задней. Установка снабжена системой трубопроводов подвода и перепуска воздуха с управляемыми кранами, системой контроля параметров во время испыта...

Опора предназначена для газотурбинного двигателя. Гайка содержит обращенную к внутреннему кольцу подшипника резьбовую часть и противоположную ей заходную часть, которая по внешней поверхности выполнена с заходным конусом, средней цилиндрической частью, установочным конусом и задней цилиндрической частью, по диаметру равной наружному диаметру внутреннего кольца роликоподшипника. С внутренней сторо...

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбомашин авиационного и наземного применения. Технический результат изобретения - повышение надежности упругодемпферной опоры за счет снижения теплоподвода в масляную полость и повышения долговечности упругих втулок. В упругодемпферной опоре турбомашины с установленными на статорном корпусе внутренней и внешней упругими втулками, опорным кольцом,...

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины состоит из диска турбины, соединенного с валом при помощи фланцевого соединения. Вал состоит из радиальных, соединенных резьбовым соединением фланцев диска и вала, а также из кольцевой упругой перемычки между ступицей диска и его фланцем. Перем...

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения. В лабиринтном уплотнении турбомашины выполнены лабиринтные гребешки с уменьшающимся от диска наружным диаметром d. Уплотнительные гребешки выполнены парными с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары. На краях обода лабиринта установлены демпфирующие кольца. Статорный сотовый фланец со с...

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Турбина газотурбинного двигателя включает в себя рабочую лопатку и фланцевое соединение наружных корпусов. Фланцевое соединение состоит из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. Фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки. Заднее по потоку газа кольцевое реб...

Изобретение относится к области двигателестроения. Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диски первой и второй ступеней. Диски соединены между собой с помощью осевых шпилек в радиальных кольцевых ребрах. Фланец диска второй ступени выполнен Г-образным с радиальным кольцевым ребром, направленным от оси ротора. В радиальном ребре диска первой ступени между отверстиями под шпильки выполнен...

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В опоре установлен на валу лабиринт. Лабиринт выполнен с резьбой по внутреннему диаметру. Внутреннее кольцо подшипника зафиксировано в осевом направлении резьбовым соединением лабиринта с валом. С внутренней стороны вала установлена резьбовая втулка с осевыми выступами. Вал выполнен с торцевыми шлицами. С...

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины газотурбинного двигателя содержит силовые стойки, внутри одной из которых расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе. Трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором. Внутренняя в...

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки и расположенные ниже по потоку газа рабочие лопатки. С внешней стороны от рабочих лопаток установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром. Сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом...

Турбина высокого давления включает вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником. Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления соединена с внешней кольцевой щелевой полостью через радиальную перфорацию в лабиринте. Внешняя кольцевая щелевая полость расположена между лабиринтом и валом со стороны подшип...

Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит диск и установленный на нем дефлектор. Дефлектор зафиксирован относительно диска осевыми болтами. Болтовое соединение размещено в радиальных фланцах диска и дефлектора, соединенных цилиндрическими упругими элементами со ступицами диска и дефлектора соответственно. Дефлектор внешней цилиндрической поверхностью ступицы установлен на обращенном к дефле...

Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выст...

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя включает рабочие колеса с дисками, рабочими лопатками и внешними лабиринтами. Каждый из внешних лабиринтов с помощью болтового соединения установлен на выносном фланце соответствующего обода диска со стороны входной кромки рабочей лопат...

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины газотурбинного двигателя включает конический фланец диска, конический фланец вала и кольцевые фланцы лабиринтов, фиксируемые между собой при помощи болтовых соединений. Кольцевые фланцы лабиринтов содержат одинаковые выемки. Выемки выполнены таким образом, что болтовые соединения, ф...

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным. Внутренний ярус образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, нап...

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости. В полости размещено уплотнительное кольцо. На внутренней...

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму. Диафрагма закреплена болтовым соединением на опоре соплового аппарата своим внешним радиальным ребром. Внутренним радиал...

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками и турбиной лабиринта. На внешней поверхности лабиринта размещены уплотнительные гребешки. Каждый из гребешков состоит из обращенных к фланцу внешних прямоуго...