Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контур...

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен стяжной вал, на входном по потоку газа хвостовике которого радиальным ребром зафиксирован в радиальном и осев...

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода. Край обода направлен к диску турбины. Сотовый фланец установлен с возможностью регулировки осевого положения с помощью размещенного ме...

В упругодемпферной опоре турбомашины щелевая масляная полость разделена уплотнительными кольцами на глухую демпферную щелевую полость, расположенную с внешней стороны от подшипника, и жиклерную щелевую полость, расположенную с внешней стороны от масляного жиклера между диском турбомашины и демпферной полостью. Уплотнительный лабиринт зафиксирован в окружном направлении относительно вала турбом...

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 роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем. Диск турбины зафиксирован установленной на валу гайкой, выполненной с радиальным фланцем, размещенным с передней стороны ступицы диска. На радиальном фланце гайки зафиксированы радиальным ребром с помощью болтового...

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает диск турбины с установленным на его ободе при помощи байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и уплотнительным кольцом. В кольцевой полости между осевым кольцевым ребром уплотнительного кольца и осевы...

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...

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки у...

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой вып...

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо. Разрезное кольцо зафиксировано кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фл...

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...

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 выполне...

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...

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками. Фланец диска совместно с выступами, выполненными на радиальном ребре лабиринта, зафиксирован на втулке шпильками с рас...

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла. Выходное сечение патрубка выполнено перпендику...

Статор (1) компрессора газотурбинного двигателя выполнен с поворотными направляющими лопатками (7), (9) и (10) и соединенными с ними через рычаги (19), (20) и (21) поворотными тяговыми кольцами (23), (24) и (25). Тяговые кольца содержат радиальные опорные винты (26), в головках которых со стороны статора размещены вставки (29) из композиционного материала. В поворотных тяговых кольцах (23), (24)...

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6) промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы (13) и (14), соединяющие воздушную междисковую поло...

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец. Фланец образует с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой поло...

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками. На переднем хвостовике (12) вала (13) компрессора установлено зубчатое колесо (14) привода агрегатов. На зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов (2) упорный радиальный торец...

Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор высокотемпературной турбины включает размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью. На внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый пат...

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку. Гайка (10) выполнена с конусным, направленным к оси (15) вентилятора, хвостовиком (16). На наружной поверхности (17) хвостовика (16) установлен в вид...

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В упругодемпферной опоре (1) турбины корпус (2) содержит радиальное ребро (7) с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость (10) фланцами (8) и (9) и стенку (11) с пристыкованными к ней трубами (18) подвода воздуха. Стенка (11) выполнена радиальной с плоской поверхност...

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная газовая турбина включает в себя лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки. Воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверс...

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения. Двухконтурный двигатель включает рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя. Лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем пото...

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя диск (13) вентилятора (2) и конусный вал (8) компрессора низкого давления (3), закрепленные радиальными фланцами (9) и (16) на радиальном фланце (11) общего вала (12) вентилятора призонными болтами (19). Конусный вал (8) компрессора низкого давления установлен фланцем (9) на наружной поверхности (10) фланца (11) вала (12) вентилятора. Диск (13) вентиля...

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9). С передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и к...

Газотурбинный двигатель включает вентилятор и компрессор низкого давления, рабочие колеса которых установлены на общем валу с помощью осевых болтов с гайками. На осевые болты между гайкой и фланцем крепления рабочего колеса вентилятора к валу установлены балансировочные удлинительные втулки, во внутренней полости которых расположен участок перехода от резьбовой части хвостовика болта к цилиндрич...

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает в себя валы (5) и (12) вентилятора (2) и турбины низкого давления (11), соединенные с помощью эвольвентных шлиц (13). Внутри вала (5) вентилятора установлен стяжной винт (14) на сферических кольцах (16) и (17) и ввернут в стяжную втулку (15). Втулка (...

(57) Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения. Способ заключается в том, что измеряют давление P в х ∗ и температуру T в х ∗ воздуха на входе в газотурбинный двигатель, формируют заданное значение , характеризую...

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах. Полукольца внутренних колец в плоскости осевого разъема соед...

Изобретение относится к демпферам для гашения вибраций рабочих лопаток и дисков авиационных газотурбинных двигателей, а именно устройствам демпфирования колебаний рабочих колес типа блиск (моноколес). Устройство демпфирования колебаний рабочих колес газотурбинного двигателя включает демпфирующий элемент, выполненный в виде упругой ленты, плотно свитой в спираль в несколько слоев, скрепленной ра...

Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя содержит во внутренней полости пера цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра. На поверхностях внутренней полости пера лопатки, включая входную кромку и радиальные ребра, на выходе из перемычек-турбулизаторов по потоку охлаждающего воздуха и преимущественно перпендикулярно к направлению этого потока выполнен...

Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины между замковым соединением хвостовика и пером лопатки выполнена удлиненная ножка, внутренняя щелевая полость которой выполнена увеличенной высоты по отношению к высоте внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лоп...

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделитель...

Изобретение относится к способам фиксации штифтов в корпусе и может использоваться в конструкциях коробок приводных агрегатов и редукторов, используемых в составе газотурбинного двигателя. В способе фиксации штифта в корпусе перед установкой штифта отверстие под резьбовой втулкой, установленной в корпус, заполняют высокотемпературным клеем. Затем до затвердевания клея в гладкое отверстие втулки...

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для определения остаточных напряжений в поверхностных слоях деталей с радиусными переходами большой кривизны, например в зоне скругленной кромки лопатки турбины и компрессора. Сущность изобретения: осуществляют вырезку плоской заготовки, изготовление криволинейного образца прямоугольного сечения, последовательное снятие поверхностных с...

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к образцам для определения остаточных технологических напряжений в деталях типа лопаток турбин авиационных двигателей. Образец 1 состоит из элементов корыта, спинки и скругленной кромки пера. Образец 1 имеет V-образную форму. Средняя часть образца 1 представляет собой стержень 2 с большой кривизной t/R>0,2, где: t - толщина стержня, R...

Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высоконапорный компрессор включает в себя консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса. Внутренняя кольцевая обечайка Г-образного кольцевого ребра выполнена с передним осевым кольцевым выступом. К...

Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете. Турбореактивный двигатель включает прямоугольное сопло, выполненное с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, а также канал наружного контура. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен внешний канал,...

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при обработке лопаток газотурбинного двигателя на многокоординатных фрезерных станках с числовым программным управлением. Способ включает сообщение лопатке вращения вокруг собственной оси и обработку пера лопатки поперечными строчками фрезой со сферической рабочей поверхностью, которой сообщают вращение и интерполированное осевое пер...

Изобретение относится к металлургии, в частности к технологии литья, и может использоваться в технологии высокоточного литья по выплавляемым моделям. Описан раствор для смачивания поверхности восковых моделей для высокоточного литья, включающий этиловый спирт и воду, дополнительно содержащий кальцинированную соду при следующем соотношении компонентов, мас.%: этиловый спирт 20, кальцинированная сод...