Остановка (отключение) турбин или турбомашин, например в экстренных случаях; регулирующие, управляющие или предохранительные устройства, не отнесенные к другим рубрикам – F01D 21/00

Объектом настоящего изобретения является устройство обнаружения неисправности топливного насоса низкого давления турбореактивного двигателя. Насос приводится во вращение при помощи коробки приводов агрегатов, содержащей зубчатую передачу механического вращения упомянутых агрегатов. Устройство содержит средства измерения частот вибрации коробки приводов агрегатов и средства обнаружения, среди упомянутых частот, по меньшей мере, одной нормальной частоты вибрации топливного насоса низкого давления. Технический результат изобретения - повышение эффективности выявления отказа насоса низкого давления. 3н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

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 фланцевого соединения корпусов статора. В радиальном направлении разрезное кольцо зафиксировано кольцевым осевым ребром, направленным против потока газа и размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, а в окружном направлении - осевыми выступами на конической стенке относительно передней по потоку газа сопловой лопатки. Торцевой поверхностью конической стенки кольца зафиксированы передние сопловые лопатки в осевом направлении. С внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса расположен задний кольцевой выступ разрезного кольца, на внутренней стороне которого установлены уплотняющие элементы лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбомашины. 1 ил.

Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов. Кольцевой тракт (32) открыт между задним концом переднего корпуса и передним концом заднего корпуса. Передний и задний концы выпускной решетки (44) содержат средство (48, 52) удерживания в осевом направлении соответственно переднего корпуса (12) и заднего корпуса (14) к решетке (44). Упомянутое средство (52) удерживания в осевом направлении одного (14) из корпусов к решетке (44) позволяет относительное вращение решетки (44) и этого корпуса (14). Стартер по изобретению может в большей степени удовлетворять сертификационным требованиям и быть легче и надежнее. В результате взрыва турбины стартера средство удерживания в осевом направлении корпусов к решетке сохраняет целостность стартера и в то же время предотвращает передачу на задний корпус вращательных усилий, проходящих в передний корпус. Такие вращательные усилия можно рассеять, позволяя вращение переднего корпуса относительно заднего корпуса. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия. Лопасть закреплена на ступице для нагнетания воздуха при своем вращении совместно со ступицей. Шейка смещена в осевом направлении относительно лопасти. Охватывающее ступицу кольцо ослабляет последствия разрушения ступицы на части с возможностью соответствующего снижения веса защитной конструкции по сравнению с весом другой защитной конструкции, в которую может быть заключен указанный импеллер при отсутствии указанного кольца, при условии, что обе защитные конструкции имеют толщины, достаточные для удерживания указанных частей. Кольцо установлено на шейку ступицы по посадке с натягом. Достигается снижение общей массы установки без ухудшения защиты, упрощение конструкции и технологии сборки. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу и системе контроля турбореактивного двигателя. Способ состоит в том, что получают (Е10) сигнал, характерный для вибрационного уровня ротора во время работы турбореактивного двигателя, получают (Е20) режим вращения ротора во время работы, сравнивают (Е40) амплитуду сигнала, по меньшей мере, с одним заранее определенным вибрационным порогом в зависимости от режима вращения ротора и в случае превышения порога пиком амплитуды анализируют (Е50) сигнал во временном окне, образованном вокруг пика амплитуды, чтобы определить (Е60), является ли явление, ставшее причиной пика амплитуды, механическим ударом по ротору турбореактивного двигателя или электронным возмущением сигнала. Технический результат - надежное обнаружение повреждений, даже если они не приводят к появлению дисбаланса на одном из роторов турбореактивного двигателя или к деформации лопаток вентилятора. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3). Для всех винтов предусмотрен зазор (4) между каждым передним отверстием (10) и проходящим через него предохранительным винтом (3), позволяющий избежать за счет указанного зазора любого контакта между передним отверстием (10) и предохранительным винтом (3). Передняя часть (1) и задняя часть (2) опоры подшипника контактируют друг с другом, по меньшей мере, двумя параллельными поверхностями боковин различных диаметров, формирующими наружные и внутренние средства центровки, образующими средство двойной центровки и взаимодействующими друг с другом для обеспечения осевого выравнивания одной из указанных частей относительно другой части. Обеспечивается лучший контроль за функцией разъединения за счет устранения усилий сдвига на предохранительном винте, а также возможность устранить овальную деформацию опоры подшипника. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Предложена панель-подложка для истирающегося покрытия для турбореактивного двигателя, содержащая жесткую подложку для крепления на внутренней стенке картера вентилятора, одна сторона которой покрыта слоистой структурой, поддерживающей слой истирающегося материала. Слоистая структура содержит слои волокон, погруженных в полимер, а также первую часть с нанесенным на нее истирающимся покрытием и вторую часть, расположенную за пределами истирающегося покрытия. Толщина задней части превышает толщину передней части и может противостоять ударам льда. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей панели-подложки для истирающегося покрытия, выполненные, как указанно выше. Еще одно изобретение группы относится к авиационному турбореактивному двигателю, содержащему панели-подложки для истирающегося покрытия, выполненные, как указано выше, и расположенные напротив лопаток вентилятора. Задние части слоистых структур этих панелей располагаются сзади лопаток вентилятора до звукоизоляционных панелей. Изобретения позволяют упростить изготовление и обслуживание панелей с истирающимся покрытием. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при автоматизации процесса защиты турбомашин от недопустимого повышения частоты вращения ротора. Многоканальная система защиты турбоагрегата содержит зубчатое колесо, несколько каналов защиты, каждый из которых включает в себя датчик частоты вращения и формирователь сигнала защиты, источник тестового сигнала и переключатель поочередного подключения тестового сигнала к одному из каналов защиты, блок электромагнитных клапанов. Предлагаемая многоканальная система защиты турбоагрегата реализует логическую схему голосования «(n-1) из n», причем необходимое количество каналов защиты определяется соотношением: ,

где n - количество каналов защиты, определяемое как целое число, удовлетворяющее приведенному соотношению; р _н - значение давления рабочей жидкости, подаваемой на гидравлические входы электромагнитных клапанов от насоса системы регулирования; - значение давления в линии защиты при срабатывании системы защиты, необходимое для обеспечения надежного закрытия стопорных клапанов турбины. Изобретение позволяет упростить систему защиты турбоагрегата и процесс ее изготовления, повысить надежность ее работы. 6 ил., 2 табл.

Изобретение касается устройства детектирования разрушения вала на турбомашине, в частности, авиационного типа. В частности, оно касается устройства, выполненного с возможностью этого детектирования. Согласно изобретению устройство детектирования разрушения вала турбомашины содержит: вал, содержащий входной конец и выходной конец; стержень, содержащий входной конец и выходной конец и расположенный внутри и коаксиально с валом, при этом выходной конец стержня неподвижно крепят на выходном конце вала, а входной конец стержня может свободно вращаться по отношению к входному концу вала; и датчик, выполненный с возможностью детектирования разности режима вращения между входным концом стержня и входным концом вала. Технический результат изобретения - упрощение устройства детектирования разрушения вала и уменьшение его массы. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство торможения турбины в газотурбинном двигателе содержит ротор, имеющий по меньшей мере один диск с ободом. Ротор приводит в движение вал и выполнен с возможностью вращения относительно статора, в случае разрушения упомянутого вала. Также ротор содержит первый и второй органы торможения. Первый орган торможения жестко связан с ободом и снабжен по меньшей мере одним режущим элементом. Второй орган торможения жестко связан со статором по потоку позади этого обода и содержащий элемент в форме кольца. Кольцо изготовлено из материала, который может быть разрезан при помощи упомянутого режущего элемента. Оба органа торможения входят в контакт друг с другом в результате осевого перемещения ротора после разрушения упомянутого вала, и режущий элемент первого органа торможения разрезает элемент в форме кольца второго органа торможения. Изобретение позволяет уменьшить скорость вращения турбины в газотурбинном двигателе в случае разрушения вала турбины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ и устройство защиты корпуса лопаточных машин от пробиваемости при обрыве лопатки. Оборвавшуюся лопатку разворачивают торможением в радиальном направлении и разрушают внутри корпуса последующими набегающими лопатками на фрагменты. Удерживают фрагменты внутри корпуса. Кинетическую энергию любого из образовавшихся фрагментов корпус поглощает без пробиваемости. Корпус лопаточных машин включает надлопаточную обечайку, содержащую множество секций, попарно объединенных друг с другом фланцево-болтовым соединением и снабженных центрирующим буртом в зоне болтового соединения. Любая из секций обечайки снабжена гофрами, расположенными у болтов. Фланцы ослаблены проточками и центрирующий бурт смещен в зону не препятствия деформации фланца в случае обрыва лопатки. Гофры и проточки устроены так, что увеличивают путь движения лопатки в радиальном направлении без прорыва корпуса до момента сдвига ее с деформированного участка корпуса. Проточки расположены по большей мере у каждого болта. Гофры расположены по большей мере у каждого болта. Изобретение позволяет защитить корпус лопаточных машин от пробиваемости при обрыве лопатки без утяжеления и усложнения его конструкции. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

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 ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки. Стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром. Цилиндрическое ребро направленно по потоку газа и соединено с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов. Изобретение повышает надежность турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток. 1 ил.

Устройство ограничения разносной скорости вращения турбины турбомашины в случае разрыва вала турбины, содержащее средства вброса штифта в зону перемещения подвижных лопаток, причем указанные средства вброса управляются с помощью средств обнаружения момента появления разносной скорости вращения или момента разрыва вала турбины. Такое выполнение устройства позволит повысить его надежность и быстродействие. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Центробежная турбина включает в себя рабочее колесо и датчик скорости, измеряющий скорость вращения рабочего колеса. Датчик температуры определяет температуру на выходе рабочего колеса. Система управления получает параметры рабочего колеса: температуру и скорость вращения. Способ расчета основан на математическом использовании параметров рабочего колеса для определения его оставшегося ресурса. Срабатывания программы, такие как включение предупредительной сигнализации, активируются системой управления по достижении предела ресурса. Система управления периодически высчитывает оставшийся ресурс, основываясь на данных скорости и температуры. Например, изменение оставшегося ресурса высчитывается, если изменение скорости приводит к нагрузкам на рабочее колесо, превышающим предел его прочности. Изобретение позволяет повысить надежность эксплуатации турбины. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство для удержания оторвавшихся лопаток устанавливается на корпусе вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя. Устройство выполнено в виде чехла и содержит защитную оболочку из волокнистого материала, охватывающую корпус по наружной поверхности. Защитная оболочка выполнена с кольцевыми гофрами из слоев высокопрочной ткани, намотанной и закрепленной на корпусе жгутом. Жгут намотан между гофрами через промежуточный слой легкодеформируемого материала или колец из него, например колец из пористой резины. Кольца образуют в процессе удержания кольцевой зазор между защитной оболочкой и корпусом и местную полость в виде «ловушки» лопатки. По периметру под защитной оболочкой на корпусе вентилятора могут быть установлены завальцованные по окружности металлические пластины с нахлестом в сторону вращения ротора. Пластины скреплены между собой легкоразрушаемым механическим или клеевым соединением, например, с помощью заклепок или клея. Устройство позволяет повысить баллистическую эффективность, демпфирующие свойства и массовые характеристики защитной оболочки и корпуса вентилятора в целом за счет постадийной оптимизации степени поглощения энергии по элементам конструкции корпуса и защитной оболочки. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при автоматизации процесса защиты турбомашин от превышения предельной частоты вращения ротора. Система защиты турбоагрегата содержит зубчатое колесо, три канала защиты, каждый из которых включает в себя датчик частоты вращения и формирователь сигнала защиты, источник тестового сигнала и переключатель поочередного подключения тестового сигнала к одному из каналов защиты, трехканальный блок электромагнитных золотников защиты, каждый электромагнитный золотник которого содержит по соленоидному клапану и гидравлическому золотнику; при этом вход каждого соленоидного клапана соединен с выходом соответствующего формирователя сигнала защиты, выход каждого соленоидного клапана соединен с входом гидравлического золотника, а выходы гидравлических золотников совместно формируют общий выход блока электромагнитных золотников защиты по логической схеме голосования «2 из 3», соединенный с линией защиты турбоагрегата и линией слива рабочей жидкости в бак. Общий выход блока электромагнитных золотников дополнительно соединен с линией подвода рабочей жидкости от силового насоса. Технический результат изобретения - повышение качества и надежности работы системы защиты при отказе срабатывания любого одного канала защиты. 2 ил.

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала. Этот способ отличается тем, что он состоит в измерении температуры в некоторой точке на поверхности статора, располагающейся по потоку позади ротора, в передаче сигнала этого измерения в средства управления торможением ротора, причем это средство управления выполнено таким образом, чтобы включать торможение ротора в том случае, когда упомянутая температура достигает некоторого предварительно определенного порогового значения. Изобретение относится также к устройству, предназначенному для реализации этого способа. Технический результат - обеспечение простоты и эффективности данных способа и устройства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбомашина включает защитное кольцо и ротор, содержащий приводной вал. Приводной вал выполнен с возможностью вращения вокруг оси и опирается, по меньшей мере, на первый подшипник, закрепленный на неподвижной конструкции турбомашины посредством опорного элемента подшипника. Защитное кольцо закреплено на неподвижной конструкции турбомашины для взаимодействия с опорным элементом первого подшипника. В случае смещения ротора по отношению к неподвижной конструкции защитное кольцо осуществляет осевое удержание ротора на одном уровне, не допуская образования угла между осью турбомашины и осью приводного вала. Опорный элемент первого подшипника имеет шейку, выполненную с возможностью взаимодействия с поверхностью ободка защитного кольца и имеющую суженную форму. Защитное кольцо по длине окружает нижнюю по потоку часть опорного элемента первого подшипника, не касаясь ее при обычном режиме работы. Изобретение позволяет исключить повреждения турбомашины, за счет осевого удержания ротора вне зависимости от относительного углового положения валов компрессора и турбины в момент удержания. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

В заявке описано устройство для обнаружения в газовой турбине, прежде всего в авиационном двигателе, разрушения вала ротора ее первой турбины, прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина, прежде всего турбина низкого давления, имеющее расположенный между ротором первой турбины и статором второй турбины радиально внутри относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент и установленный в статоре второй турбины чувствительный элемент, который при происходящем в результате разрушения вала срабатывании расположенного радиально внутри управляющего элемента способен выдавать электрический сигнал, подаваемый на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе. Такое выполнение устройства и газовой турбины позволит повысить надежность обнаружения разрушения среднего вала, кинематически связывающего турбину среднего давления с компрессором среднего давления. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности к отключению турбин в экстренных случаях. Предложена газовая турбина, имеющая компрессор, турбину и камеру сгорания, в которую топливо подается топливным насосом, и отключаемая при обнаружении разрушения ее вала, соединяющего компрессор с турбиной. На валу газовой турбины расположен проводник тока, который представляет собой компонент системы электропитания топливного насоса или компонент системы электропитания системы управления топливным насосом, при нарушении целостности проводника тока подача электроэнергии на привод топливного насоса или в систему управления топливным насосом прерывается, что приводит к автоматическому отключению газовой турбины. Также предложен способ отключения турбины, согласно которому целостность вала турбины контролируют таким образом, что при нарушении целостности проводника тока, установленного на валу турбины, подача электроэнергии на привод топливного насоса или в систему управления топливным насосом прерывается с автоматическим отключением газовой турбины. Изобретение позволяет надежным и простым путем отключать турбину в случае разрушения ее вала. 2 н. и 6 з.п. ф-лы.

Устройство предназначено для обнаружения в газовой турбине, прежде всего авиационном двигателе, разрушения вала ротора ее первой турбины, прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина, прежде всего турбина низкого давления, и имеет расположенный между ротором первой турбины и статором второй турбины радиально внутри относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент и подвижно установленный в статоре второй турбины передаточный элемент, который передает движение расположенного радиально внутри управляющего элемента, совершаемое им в результате разрушения вала, на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе. Такое выполнение устройства позволит повысить надежность обнаружения разрушения вала газовой турбины. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении турбовентиляторных двигателей. Лопаточное устройство содержит корпус со слоями композиционно-волокнистого материала, ротор с лопатками и уловитель лопаток. Часть слоев корпуса выполнена из тканого материала с S-образными перегибами в тангенциальном направлении. Предпочтительно S-образные перегибы расположены под углом, приближенным к углу установки лопаток. Изобретение позволяет повысить надежность корпуса за счет тормозящего воздействия S-образных перегибов на оторвавшиеся части ротора. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну первую вращающуюся систему, содержащую первый вал, статор и подшипники, жестко связанные с упомянутым статором и способные удерживать упомянутый вал, причем один из упомянутых подшипников способен разрушаться или изменять свои характеристики в том случае, когда в этой вращающейся системе появляется несбалансированность определенной величины. Этот газотурбинный двигатель дополнительно имеет в своем составе тормозные средства, предназначенные для торможения вращения упомянутого первого вала в случае появления упомянутой несбалансированности, и средства формирования сварного соединения, предназначенные для обеспечения сварного соединения, в конце торможения, части первого вала с близлежащей частью газотурбинного двигателя. Предлагаемый газотурбинный двигатель предназначен, главным образом, для использования в области авиации и, более конкретно, для его использования в качестве авиационного турбореактивного двигателя. Такое выполнение газотурбинного двигателя позволит устранить вибрации, возникающие вследствие авторотации вентилятора. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к опорам подшипников для вращающихся валов двигателей, в частности к газотурбинным. Опора (11, 12) подшипника (14) для вращающегося двигателя, такого как газотурбинный двигатель, с вращающимся валом (15), поддерживаемым по меньшей мере одним подшипником (14) и рамой (10), способного работать по меньшей мере с двумя различными рабочими скоростями и содержащего по меньшей мере одну механическую опорную конструкцию (12) с низкой жесткостью и одну опорную конструкцию (11) с высокой жесткостью, объединенные так, чтобы служить опорой подшипнику (14) с одной из этих жесткостей. Опорная конструкция (12) с низкой жесткостью присоединена к опорной конструкции (11) с высокой жесткостью, когда двигатель работает со скоростью (f), меньшей, чем определенная частота вращения (fp), и отсоединена от опорной конструкции (11) с высокой жесткостью, когда двигатель работает со скоростью (f), большей, чем частота вращения (fp). Технический результат: использование механических конструкций избавляет от присутствия какого-либо гидравлического оборудования, поскольку силы жесткости, внесенные таким образом, могут непосредственно противодействовать силам возбуждения, генерируемым неуравновешенной массой вала двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к турбомашине, компрессору и разъединяющему устройству. Турбомашина содержит ротор с приводным валом, отцентрированным на оси турбомашины посредством первого подшипника и второго подшипника, при этом подшипники удерживают соответствующим образом посредством опорной детали первого подшипника и опорной детали второго подшипника, которые прикреплены друг к другу и соединены с неподвижной конструкцией турбомашины посредством разъединяющего устройства. Такая турбомашина содержит средства, предназначенные для совместного действия, по меньшей мере, с одним элементом неподвижной конструкции турбомашины для выполнения двойной функции - препятствования вращению опор подшипников и удерживания приводного вала в радиальном направлении в случае отсоединения подшипников. Такое выполнение турбомашины, компрессора и разъединяющего устройства позволит снизить затраты и их массу. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области техники, касающейся авиационных двигателей. Опорное устройство подшипников предназначено для удержания вращающегося вала (10) авиационного двигателя, смонтированного в подшипниках (20, 50), связанных с конструкцией (16) статора двигателя при помощи опор подшипников (22, 52). При этом опорное устройство содержит первый подшипник (20), удерживаемый опорой первого подшипника (22), и второй подшипник (50), удерживаемый опорой второго подшипника (52). Опора второго подшипника (52) содержит два элемента (24, 40), действующих параллельно и связывающих одновременно второй подшипник (50) с конструкцией (16) статора двигателя. Два элемента (24, 40) представляют различные степени жесткости и определяют жесткий элемент (40) и гибкий элемент (24). Жесткий элемент (40) осуществляет связь между вторым подшипником (50) и конструкцией (16) статора двигателя при помощи предохранительных средств. Опора первого подшипника (22) заканчивается фланцем (34), закрепленным на конструкции (16) статора двигателя при помощи предохранительных элементов (36). Технический результат: создание опорного устройства подшипника для вращающегося вала авиационного двигателя, которое содержит жесткий путь передачи усилий и гибкий путь передачи усилий, совместимые с возможными перемещениями этого вращающегося вала после его разъединения, и которое достаточно просто и удобно использовать. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбина содержит ротор, приводимый во вращение газом, корпус, внутри которого расположен ротор, и размещенный внутри корпуса элемент для направления потока газа в осевом направлении ротора и защиты корпуса от оторвавшихся от ротора фрагментов. Элемент подвешен к корпусу за ротором в направлении основного потока и выполнен в виде кольца, располагаемого, по существу, концентрично относительно ротора с образованием преграды, препятствующей проникновению в корпус в радиальном направлении любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора. Элемент снабжен первым крепежным средством, которое вместе с расположенным на корпусе вторым крепежным средством образует подвеску элемента к корпусу, допускающую тепловое расширение элемента в радиальном направлении относительно корпуса. Предложены также элемент турбины и авиационный двигатель, содержащий турбину и элемент турбины соответственно. Изобретения позволяют обеспечить полноценную защиту корпуса турбины и одновременно его низкую жесткость и быстрое реагирование на изменение температуры. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системе механического соединения деталей, содержащей блокировочное устройство. Блокировочное устройство содержит неподвижную деталь, закрепленную к одной из соединяемых частей со стороны участка соединительного узла, подвижную деталь, выполненную с возможностью перемещения относительно неподвижной детали, полость для указанного участка и возвратное средство. Указанная полость расположена внутри неподвижной детали и подвижной детали. Неподвижная деталь выполнена в виде внутренней втулки, а подвижная деталь выполнена в виде наружной втулки, при этом обе втулки являются концентричными. Возвратное средство выполнено в виде винтовой пружины, которая в момент разрушения соединительного узла разжимается, что приводит в перемещению подвижной детали относительно неподвижной таким образом, что указанный участок соединительного узла оказывается заблокированным в указанной полости. Решение направлено на предотвращение выпадения частей деталей при разрушении соединительной системы. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к разрывному разъединителю, предназначенному для использования, в частности, на опоре вала подшипника турбореактивного двигателя. Разрывной разъединитель соединяет две детали конструкции. Он содержит множество первых разрушающихся элементов, называемых предохранительными разрушающимися элементами, установленных параллельно друг другу, множество вторых разрушающихся элементов, называемых структурными разрушающимися элементами, установленных параллельно друг другу и параллельно первым предохранительным разрушающимся элементам. Первые предохранительные разрушающиеся элементы и вторые структурные разрушающиеся элементы выполнены с возможностью разрушения только когда нагрузка, приложенная к разъединителю, достигает заранее заданного значения нагрузки. При этом первые разрушающие элементы выполнены с возможностью деформироваться при нагрузке, приложенной к разъединению, меньше чем заданное значение нагрузки, а вторые структурные разрушающиеся элементы выполнены так, что они обладают достаточной усталостной прочностью при нагрузке, приложенной к разъединению, меньше чем заданное значение нагрузки, предотвращая или ограничивая упомянутую деформацию первых разрушающих элементов. В результате повышается усталостная прочность разъединителя. 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Турбонагнетатель содержит турбину с турбинным колесом и компрессор с компрессорным колесом, соединенные валом. Вал установлен аксиально с возможностью вращения посредством подшипников, размещенных между турбинным колесом и колесом компрессора. Турбинное колесо, вал и колесо компрессора размещены в корпусе и соединены между собой так, что в случае разрушения колеса компрессора на турбинное колесо и связанный с ним вал в направлении турбины действует осевая сила. На валу турбонагнетателя между колесом компрессора и турбинным колесом установлено средство для осевой фиксации вала и связанного с ним турбинного колеса. Средство для осевой фиксации вала в случае разрушения колеса компрессора предотвращает осевое перемещение вала и связанного с ним турбинного колеса в направлении турбины. Другое изобретение группы касается средства для осевой фиксации вала и жестко соединенных с этим валом деталей турбонагнетателя, содержащего жестко установленные на валу турбинное колесо и колесо компрессора. Вал турбонагнетателя установлен аксиально с возможностью вращения посредством размещенных между турбинным колесом и колесом компрессора подшипников. Турбинное колесо, вал и колесо компрессора установлены и соединены друг с другом так, что в случае разрушения колеса компрессора на турбинное колесо и жестко соединенные с ним детали действует осевая сила. Средство для осевой фиксации соединено с валом таким образом, что в случае разрушения колеса компрессора оно взаимодействует с опорными элементами вала и это взаимодействие компенсирует силу, действующую в осевом направлении, и предотвращает осевое перемещение вала и жестко соединенных с ним деталей. Изобретения позволяют обеспечить надежное удержание вала и турбинного колеса в корпусе в случае разрушения колеса компрессора, не усложняя при этом монтаж и демонтаж деталей и узлов турбонагнетателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.