Устройства для управления силовыми установками и их размещение – B64D 31/00

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления гибридными вертолетами. Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета, содержащего, по меньшей мере, один несущий винт и один движительный воздушный винт, снабженный совокупностью лопастей с изменяемым шагом, приводимые во вращение, по меньшей мере, одним двигателем, включает пилотируемый процесс, в котором выработку команд управления заданным значением среднего шага лопастей движительного воздушного винта генерируют при помощи ручного органа управления в зависимости от мощности, потребляемой этим винтом, и корректирующего процесса, в котором команды пилотирования корректируют с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, связанного со свойствами прочности гибридного вертолета. Команды пилотирования касаются заданного значения воздушной скорости, а корректирующий процесс применяют на основании заданных значений воздушной скорости согласно, по меньшей мере, первому режиму коррекции, в котором команды пилотирования корректируют согласно первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости. Достигается повышение эффективности управления гибридным вертолетом в оптимизированных условиях безопасности. 12 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления двигателями летательных аппаратов. Устройство для определения положения рычага (2) газа содержит датчики положения (P, R), каждый из которых связан с первичным вычислителем управления полетом, и датчики положения, каждый из которых связан с вычислителем управления двигателем, при этом упомянутые датчики положения распределены, по меньшей мере, по трем группам датчиков, не имеющим общей простой неисправности, и, по меньшей мере, один вычислитель (PRIM), называемый интерфейсным вычислителем, содержащий, по меньшей мере, один вход для приема данных измерения, передаваемых вычислителями, связанными с датчиками положения, а также выходы к вычислителю управления двигателем (EEC). Повышается достоверность вычисления положения рычага газа и надежность работы системы управления, снижается вес устройства и упрощается технология. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к устройству для электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) летательного аппарата (ЛА), содержащему, по меньшей мере, один компонент (300) авионики, один интерфейс двигателя (310) и, по меньшей мере, один регулятор двигателя (315), размещенный внутри или вблизи двигателя (320) ЛА. Упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя (310) выполнен с возможностью обмена данными между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом (300) авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя (315). Интерфейс двигателя (320) является универсальным и выполнен с возможностью соединения с регуляторами двигателей (315) различных типов, которые могут быть установлены на ЛА. Упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя является специфическим для одного типа двигателя. Устройство в соответствии с изобретением позволяет распределить функции, традиционно осуществляемые в системах FADEC, между компонентами авионики и системами FADEC для упрощения систем FADEC и их программного обеспечения. Достигается централизация обмена данными между системами FADEC и компонентами авионики. 16 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата. Техническим результатом является повышение эффективности (кпд) гибридной системы регулировки энергии. Регулятор мощности и регулятор (1) процесса выполнены с возможностью измерения потребности потребителя (2) в требуемых средствах. Устройство (1) регулировки мощности выполнено с возможностью определения первой рабочей характеристики первого источника (3) энергии и второй рабочей характеристики второго источника (4) энергии. При помощи первого источника (3) энергии и при помощи второго источника (4) энергии могут быть выработаны соответственно первая доля потребности и вторая доля потребности в требуемых средствах. Устройство (1) регулировки мощности позволяет регулировать первый источник (3) энергии и второй источник (4) энергии таким образом, что в зависимости от первой рабочей характеристики и от второй рабочей характеристики первая доля потребности и вторая доля потребности в требуемых средствах может быть подана потребителю (2). 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов. В способе на каждом двигателе снимают зависимости приведенной температуры газов перед турбиной от приведенного расхода топлива в своем двигателе, сравнивают их с аналогичными зависимостями, снятыми в начале эксплуатации установки, определяют скорость выработки ресурса каждым двигателем, сравнивают их и по полученной разности корректируют измеренные значения крутящих моментов двигателей. Достигается синхронная выработка двигателями ресурса. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов. Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключается в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной, ее коррекции по величине рассогласования между измеренными крутящими моментами данного и соседнего двигателей. В случае меньшего значения крутящего момента у данного двигателя, осуществляют преобразование скорректированной величины рассогласования в величину необходимого изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирование ее с заданной величиной частоты вращения турбокомпрессора в зависимости от шага несущего винта. Далее осуществляют определение величины рассогласования между заданной и фактической частотой вращения турбокомпрессора и преобразование ее в управляющее воздействие. Далее корректируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессоров по величине рассогласования между текущей и заданной частотой вращения несущего винта. Достигается повышение быстродействия регулирования частоты вращения несущего винта. 1 ил.

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. Устройство электропитания летательного аппарата содержит первый электрогенератор с приводом от двигателя летательного аппарата, бортовую электрическую сеть летательного аппарата, питаемую напряжением первого генератора, второй генератор с приводом от двигателя и электрическую сеть двигателя, отличную от бортовой сети летательного аппарата для питания оборудования двигателя и его оснащения. Сеть двигателя содержит распределительную шину электрического напряжения постоянного тока для питания электрического оборудования и блок питания, первый вход которого связан с бортовой сетью летательного аппарата, второй вход связан со вторым генератором для получения напряжения от второго генератора, преобразователь напряжения, соединенный со вторым входом блока питания, и сеть коммутации для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или от преобразователя в зависимости от амплитуды напряжения второго электрогенератора. Достигается возможность электроснабжения большего количества электрооборудования двигателя летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей. Технический результат состоит в обеспечении управления подвижной аэродинамической поверхностью, ось вращения которой расположена вне объема подвижной аэродинамической поверхности, а также повышении надежности управления за счет резервирования силовых мини-приводов по принципу сложения усилий. Силовой мини-привод содержит корпус (1), внутри которого соосно вдоль продольной оси размещены бескорпусный электрический двигатель, состоящий из статора (2) и ротора (3), закрепленного на валу (4). Имеются волновая передача с телами качения либо одноступенчатая, в которой используется только выходная ступень (18), либо многоступенчатая, в которой используется выходная ступень (18), и промежуточная ступень 10. Датчик положения состоит из статора (28) и ротора (29), установленного на выходном звене (19) волновой передачи. На торцевой поверхности выходного звена (19) одно- или многоступенчатой волновой передачи с телами качения эксцентрично относительно продольной оси закреплена втулка (25) с тягой (35). Тяга (35) имеет проушины на концах, одна из которых надета на втулку (25) с возможностью вращения вокруг оси втулки, а вторая предназначена для крепления к неподвижной части (32) летательного аппарата. Корпус (1) снабжен элементом крепления (34) к подвижной аэродинамической поверхности (31) таким образом, что продольная ось ориентирована параллельно оси поворота (33) подвижной аэродинамической поверхности (31) летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета включает в себя вычислительный модуль (1) управления тягой, электронный регулятор (2), топливный насос-регулятор (4), тросовый механизм (7), а также кинематически связанные между собой рычаг управления двигателем (РУД) (5), исполнительный механизм (6) автомата тяги и датчик (8) положения _РУД, блок (10) передачи данных об этапе полета самолета, связанный с вычислительным модулем (1) управления тягой. Электронный регулятор (2) выполнен в виде электронной цифровой вычислительной машины с основным и дополнительным каналами и размещением на двигателе самолета, содержит ключ-коммутатор (12) и блок (11) выявления отказа датчика (8) положения _РУД, формирует управляющее воздействие на топливный насос-регулятор с учетом данных об этапе полета самолета. Данными об этапах полета служат сигналы «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы». Достигается надежность и работоспособность системы управления тягой газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу управления силовыми установками. Способ управления силовой установкой вертолета с двумя газотурбинными двигателями при отказе одного из двигателей обеспечивает автоматический выход работающего двигателя на чрезвычайный режим работы при отказе другого двигателя путем перенастройки максимально допустимой частоты вращения турбокомпрессора работающего двигателя с соответствующей перенастройкой ограничения по температуре газа и при одновременном форсировании работающего двигателя путем впрыска воды на вход компрессора. При отказе одного из двигателей и регистрации одновременно трех сигналов: об отказе одного из двигателей, о скорости полета вертолета, об отсутствии обжатия стоек, подают сигнал на перенастройку максимально допустимой частоты вращения турбокомпрессора работающего двигателя на 4-5% выше относительно взлетного режима и одновременно подают сигнал на включение форсирования работающего двигателя путем впрыска воды на вход в компрессор до 3% от весового расхода воздуха через двигатель, обеспечивая выход работающего двигателя на чрезвычайный режим работы по мощности на 50-75% выше взлетной мощности. Достигается надежность и безопасность при управлении вертолета в случае отказа двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. Самолет содержит, по меньшей мере, два двигателя (m1, m2, m3, m4), каждый из которых управляется компьютером (1, 2, 3, 4) управления двигателем, при этом компьютеры (1, 2, 3, 4) соединены между собой при помощи сети (5) связи, и каждый компьютер (1, 2, 3, 4) контролирует рабочие параметры (р, V) двигателя (m1, m2, m3, m4), которым он управляет. Способ характеризуется тем, что направляют (60; 100) в сеть (5) значение (V(k)) одного из параметров (p(k)) из каждого компьютера (1, 2, 3, 4), сравнивают (62; 102, 103, 104) эти значения со значениями (V(k')) этого же параметра (p(k)=p(k')), поступающего от другого компьютера (1, 2, 3, 4), и если одно значение (V(k)) отличается от другого (V(k')) на величину разности (d1(k), d2(k), d3(k)), превышающую заранее определенное пороговое значение (S), делают вывод о том, что один из диагностируемых двигателей (m(k)) работает ненормально. Достигается упрощение решения проблемы контроля двигателей самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. Устройство и способ управления тягой заключаются в том, что определяют параметр, характеризующий текущий вес, и выводят его из этого параметра, рассчитывают уменьшенное значение тяги, которое пропорционально текущему весу, и определяют команду, которая подается на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали. Эти двигатели выдают уменьшенную тягу в соответствии с рассчитанной. Достигается улучшение летных характеристик самолета без уменьшения полезной нагрузки. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. Система оповещения о перенапряжении газотурбинного двигателя вертолета включает рычаг общего шага и устройство тактильной предупредительной сигнализации, включающее в себя вибратор рычага общего шага, функционально присоединенный к указанному рычагу общего шага. Также система включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры на выходе турбины, средства для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя и для измерения температуры на выходе турбины и других фактических параметров во время полета вертолета, средства приведения в действие указанного устройства тактильной предупредительной сигнализации. Кроме того, в состав системы входят средство для увеличения величины тактильной предупредительной сигнализации и средство для постоянного увеличения частоты или амплитуды тактильной предупредительной сигнализации в ответ на приближение опасного состояния. Технический результат заключается в обеспечении безошибочного тактильного предупреждения и избежания повреждений газотурбинного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами. В соответствии со способом для обеспечения пилота информацией, относящейся к двигателям, определяют фактические высоту и температуру наружного воздуха, предел, для которого двигатель (3A, 3D) обеспечивает максимальную тягу. Устройство описывает средство (6A, 6B, 6n), которое определяет, для каждого из двигателей летательного аппарата, автономную минимальную удобоприменимую температуру, и средство (8), которое определяет глобальную минимальную удобоприменимую температуру на основании упомянутых автономных минимальных температур. Достигается возможность расчета максимальной располагаемой тяги. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата. Устройство (1) содержит средства (3) управления для приведения в действие защитной функции, автоматически управляющие двигателями (с M1 по M4), так что они поддерживают максимальную мощность, когда удовлетворены условия запуска, и средства (8) подавления для подавления защитной функции, включающиеся только когда одновременно вышли из строя все двигатели, которые скомпонованы на общем крыле летательного аппарата. Достигается безопасность полета летательного аппарата, имеется расширенная область применения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. Способ включает контроль колебаний давления воздуха за компрессором двигателя. Этот контроль выполняют параллельно широкополосным и низкочастотным сигнализаторами помпажа. При получении сигналов одновременно от обоих сигнализаторов формируют сигнал на включение средств ликвидации помпажа. Данный сигнал подают с задержкой на заданное время, соответствующее длительности одного низкочастотного помпажного колебания давления воздуха за компрессором. Благодаря этому, при самоликвидации помпажа за время задержки управляющего сигнала средства ликвидации помпажа не включаются. Это обеспечивает безопасность при управлении вертолетом на небольших высотах полета при ложном срабатывании средств противопомпажной защиты. Кроме того, наличие двух датчиков контроля давления повышает надежность системы. При этом сигнал, полученный с низкочастотного сигнализатора помпажа, сохраняют в течение заданного времени, соответствующего максимально возможной длительности ликвидации помпажа. Благодаря такой блокировке низкочастотного сигнала, в случае повтора помпажа или при получении сигнала только с одного широкополосного сигнализатора помпажа обеспечивается наличие двух сигналов, необходимых для включения средств ликвидации помпажа. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности летательного аппарата путем уменьшения вероятности случайных срабатываний противопомпажной защиты газотурбинного двигателя силовой установки. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации. На поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей размещают приемники статического давления (ПСД). Сравнивают показания ПСД и показания приемника воздушного давления (ПВД) во время пробега самолета с применением реверса тяги. При отсутствии рассогласований между показаниями ПСД и ПВД величину обратной тяги двигателей оставляют постоянной. При появлении рассогласований между показаниями ПСД, а также рассогласований между показаниями ПСД, установленных на поверхности мотогондол внешних двигателей, и ПВД производят снижение величины обратной тяги внутренних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников. При появлении рассогласований между показаниями ПСД, установленных на поверхности мотогондол внешних двигателей, и ПВД, а также отсутствии рассогласований между показаниями ПСД производят снижение величины обратной тяги внешних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников. Сравнение показаний ПСД и ПВД и изменение величины обратной тяги двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги. Изобретение позволяет снизить нагрузки на экипаж при обеспечении посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов.

Изобретение относится к авиации. На поверхности мотогондол двигателей размещают приемники статического давления. Показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол двигателей, сравнивают с показаниями штатного приемника воздушного давления во время пробега самолета с применением реверса тяги. При отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют неизменной. При появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги двигателей до тех пор, пока не устранятся указанные рассогласования. Сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями приемника воздушного давления и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги. Изобретение позволяет снизить нагрузку на экипаж на пробеге двухдвигательного самолета с использованием реверса тяги при обеспечении посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Предложенное устройство для выдачи разрешения для воздействия содержит четыре средства. Первое средство предназначено для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора газа, управляющего подачей топлива в двигатель. Второе средство предназначено для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала. Третье средство предназначено для определения того, выполняются ли нижеследующие условия: другой двигатель летательного аппарата является неисправным, другой двигатель выключен и разрешающий сигнал выдан для другого двигателя. Четвертое средство предназначено для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство (10) регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий а), b) и с). Предложенная система управления содержит сектор газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель, средство контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя, и упомянутое устройство для выдачи разрешения для воздействия. Предложенный летательный аппарат включает в себя упомянутую систему управления. Группа изобретений обеспечивает отключение неисправной двигательной установки во всех фазах полета летательного аппарата и для всех его состояний. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к судостроению, в частности к системам управления воздушными винтами изменяемого шага (ВИШ) судов на воздушной подушке (СВП). Система содержит задатчик положения шага винта, формирователь управляющих сигналов, логические элементы, сигнальную лампу рассогласования, преобразователи, исполнительный механизм. В систему включены два независимых канала управления винтом: для переднего и заднего ходов судна, подключенных гидравлически к исполнительному механизму, а электрически - к его концевому выключателю. Каждый канал управления содержит блок контроля скорости отработки канала, автоматический переключатель каналов и элементы сравнения фактической и заданной скоростей. Автоматический переключатель содержит запоминающие устройства, которые подключены к блокам контроля скорости отработки, сигнализации неисправности, переключателю и блокировке каналов управления. В гидравлические каналы между исполнительным механизмом и дросселирующими устройствами обоих каналов управления ВИШ включены гидравлические емкости с объемами, большими объема камеры исполнительного механизма каждая, размещенные вместе с дросселирующими устройствами в термостабильной камере. Техническим результатом является повышение надежности и динамичности управления ВИШ СВП и исключаются ошибки оператора при управлении ВИШ в условиях резких изменений температуры наружного воздуха. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. В процессе движения самолета по взлетной полосе непрерывно измеряют истинную скорость движения самолета и соответственно изменяют расход воздуха через воздухозаборник двигателя путем регулирования частоты вращения ротора низкого давления до значений, при которых на данной скорости между воздухозаборником и поверхностью аэродрома не происходит образование вихревого шнура. Регулирование частоты вращения ротора компрессора низкого давления прекращают при пороговом значении истинной скорости самолета, при котором происходит сдув вихревого шнура, и выводят двигатель на максимальные режимы работы. Для двигателей с управляемым вектором тяги дополнительно, в начале руления, отклоняют газовую струю реактивного сопла вверх на угол, обеспечивающий разгрузку передней стойки шасси с сохранением управляемости самолета. Изобретение направлено на предотвращение попадания частиц аэродромной засоренности в воздухозаборник двигателя в процессе взлета самолета. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано, в частности, в системах управления силовыми установками летательных аппаратов, например, вертолетов. Устройство содержит средство дозирования расхода топлива, электронное устройство управления, содержащее средство приема входного сигнала, соответствующего скорости вращения несущего винта (NP), средство обработки этого входного сигнала, содержащее элемент дифференцирования и элемент суммирования, а также пороговый компаратор. Элемент суммирования установлен таким образом, чтобы определять сумму сигнала скорости вращения несущего винта (NP) и производной этого сигнала (K.dNP/dt). Пороговый компаратор содержит верхний порог и нижний порог, принимает выходной сигнал элемента суммирования и выдает выходной сигнал в приводной механизм регулирования. Способ заключается в управлении силовой установкой по принципу «все или ничего», в направлении либо плавного увеличения, либо плавного уменьшения, либо сохранения на неизменном уровне расхода топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, по отношению к тому расходу топлива, который имел место в момент отказа основной системы регулирования. Управление производится в функции скорости вращения несущего винта (NP). Технический результат заключается в упрощении пилотирования в аварийном режиме, повышении безопасности полета и снижении стоимости резервной системы управления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате. Воздушное судно содержит центральную кабину 1, размещенную в центре кольцевого крыла 3. В зазоре между центральной кабиной и кольцевым крылом расположено несколько поворачиваемых узлов 101-112 движителя с электрическим приводом. При полете в режиме висения узлы движителя поворачивают для создания подъемной силы. Способ эксплуатации судна характеризуется осуществлением полета с использованием предложенного воздушного судна. В крейсерском режиме узлы движителя судна поворачивают для создания прямой тяги. Пространственным положением и перемещениями воздушного судна можно управлять путем индивидуального или совместного регулирования тяги и угла поворота узлов движителя. Технический результат - экономичность и безопасность в эксплуатации. 2 с. и 19 з.п. ф-лы, 4 ил.