Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .размещение, крепление и приведение в действие вспомогательных устройств – F02C 7/32

Промежуточный картер двухконтурного турбореактивного двигателя содержит, по меньшей мере, одну кольцевую перегородку разделения газового потока на два кольцевых концентричных потока, первичный и вторичный соответственно. Между внутренней ступицей и наружной цилиндрической обечайкой расположено множество радиальных стоек. По меньшей мере, одна из стоек является полой и содержит первую часть, проходящую через первичный поток и вторую часть, проходящую через вторичный поток. В упомянутой радиальной стойке установлен с возможностью вращения радиальный трансмиссионный вал привода вспомогательных агрегатов. Первый конец трансмиссионного вала проходит через внутреннюю ступицу, а второй конец проходит через наружную цилиндрическую обечайку. Внутренний объем радиальной стойки состоит из одного отсека, в котором размещен трансмиссионный вал и который образует канал для смазочной жидкости. Другим объектом изобретения является турбореактивные двигатель, содержащий камеру с опорными подшипниками, коробку приводов вспомогательных агрегатов и промежуточный картер, описанный выше. Радиальная стойка картера обеспечивает сообщение между камерой и коробкой приводов вспомогательных агрегатов. Изобретение позволяет проложить вспомогательное оборудование двигателя в конструктивной стойке картера. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Вспомогательную мощность отбирают с помощью вала, приводимого в действие посредством турбины высокого давления, и при работе на холостом ходу кпд турбины низкого давления снижают таким образом, чтобы обеспечить возможность работы турбины высокого давления на скорости, которая достаточна для подачи требуемой вспомогательной мощности. Изобретение позволяет оптимально перераспределить мощности турбин низкого и высокого давления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве газотурбинного привода внешней нагрузки. Газотурбинный привод содержит входное устройство, центробежный компрессор, камеру сгорания, турбину, выходное устройство, редуктор. Между редуктором и входным устройством с помощью фланцевых соединений установлен промежуточный корпус с узлом передачи крутящего момента внутри и образованием между ними общей масляной полости. Промежуточный корпус дополнительно снабжен фланцем со сквозным отверстием в стенке с возможностью разъемного соединения с фланцем корпуса дополнительного модуля подключения агрегатов. Дополнительный модуль подключения агрегатов включает в себя ведущую шестерню, которая находится в зацеплении, по крайней мере, с двумя колесами, закрепленными на опорах в корпусе, одно колесо из которых находится в зацеплении с шестерней, рессора которой соединена со стартером. Другое колесо дополнительного модуля выполнено с возможностью передачи крутящего момента дополнительным приводным агрегатам. Дополнительный модуль подключения агрегатов соединен с узлом передачи крутящего момента посредством рессоры и независим от передаточного отношения редуктора. Рессора проходит через сквозное отверстие в стенке промежуточного корпуса и находится в соединении одним концом с ведущей шестерней дополнительного модуля, а другим - с коническим колесом узла передачи крутящего момента. Коническое колесо находится в зацеплении с конической шестерней, закрепленной на промежуточном валу узла передачи крутящего момента, центральная ось которого совпадает с осью вращения газотурбинного привода. Один конец промежуточного вала посредством первой рессоры соединен с валом газотурбинного привода, а другой - посредством второй рессоры соединен с ведущей шестерней редуктора с возможностью передачи ему крутящего момента от газотурбинного привода. Изобретение позволяет улучшить функциональные и эксплуатационные показатели газотурбинного привода, обеспечить требуемый межремонтный ресурс и повысить надежность работы газотурбинного привода. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель (1) для летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один вал ротора, на котором установлены, по меньшей мере, один компрессор и турбина, а также корпус. На валу ротора установлен, по меньшей мере, один узел (10) генератора для выработки электроэнергии. Узел (10) генератора включает в себя монтажную плиту (11b) и генератор (12). Узел (10) установлен съемным образом на монтажной плите (11а), расположенной со стороны двигателя. Монтажная плита (11а), расположенная со стороны двигателя, имеет соединительные элементы для разъемного подключения узла (10) генератора. Монтажная плита (11а) содержит, по меньшей мере, один механический установочный элемент, устройство передачи движения генератору, а также электрические контакты и/или выводы для присоединения трубопроводов. Позволяет упростить монтаж, демонтаж и техническое обслуживание узла (10) генератора двигателя (1). 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Двухконтурный турбореактивный двигатель включает промежуточный кожух с установленным в его радиальном рукаве валом привода зубчатого редуктора отбора мощности, предназначенного для привода вспомогательных агрегатов. Вал привода зубчатого редуктора отбора мощности связан на своем первом конце с механическим передаточным средством, размещенным на ведущем валу турбореактивного двигателя, а на своем втором конце с механическим средством передачи движения к упомянутому редуктору. Вал привода зубчатого редуктора отбора мощности содержит коническую шестерню, располагающуюся между двумя концами этого вала и позволяющую обеспечить механическую связь с дополнительным вспомогательным оборудованием. Вал привода зубчатого редуктора отбора мощности вместе с упомянутой шестерней заключен в оболочку, формирующую масляный контур, герметичный по отношению к радиальному рукаву. Изобретение позволяет ограничить пожароопасную зону за счет устранения утечек масла. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство привода ротора вспомогательного агрегата, установленное на опоре агрегатов газотурбинного двигателя, содержащей средства привода вала ротора, включает трубчатый вал, вращаемый упомянутыми средствами и поддерживаемый первым и вторым опорными подшипниками, неподвижно соединенными с опорой агрегатов. Вал ротора установлен коаксиально с трубчатым валом, а между валом ротора и трубчатым валом выполнено средство сцепления во вращении. Вал ротора поддерживается третьим опорным подшипником, неподвижно соединенным с опорой агрегатов. Первый и второй опорные подшипники имеют размер, меньший чем размер третьего опорного подшипника. Другое изобретение группы относится к опоре агрегатов газотурбинного двигателя, содержащей зубчатые передачи, вращающие указанное выше устройство привода. Еще одно изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему вал и средства отбора мощности на валу, вращающие зубчатые передачи указанной выше опоры агрегатов. Изобретения позволяют повысить надежность устройства привода ротора вспомогательного агрегата. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Двухкаскадный газотурбинный двигатель содержит роторы высокого и низкого давления, вспомогательную коробку передач и устройство привода передаточных валов, передающих движение вспомогательной коробке передач. Устройство привода содержит ведущую шестерню высокого давления на валу ротора высокого давления, ведущую шестерню низкого давления на валу ротора низкого давления и блок отбора мощности в непосредственном зацеплении с ведущими шестернями. Блок отбора мощности содержит корпус и две шестерни отбора мощности. Шестерня отбора мощности высокого давления находится в зацеплении с ведущей шестерней высокого давления, а шестерня отбора мощности низкого давления находится в зацеплении с ведущей шестерней низкого давления. Другое изобретение группы относится к блоку отбора мощности для указанного газотурбинного двигателя. Еще одно изобретение относится к способу сборки газотурбинного двигателя, включающему установку ротора высокого давления, установку блока отбора мощности, размещение передаточных валов в блоке отбора мощности и установку ротора низкого давления. Изобретения позволяют упростить конструкцию двигателя и облегчить его сборку. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство привода вспомогательных механизмов двухвального газотурбинного двигателя, включающего вал высокого давления и вал низкого давления, содержит первую механическую трансмиссию между валом высокого давления и коробкой приводов и гидравлическую трансмиссию между валом низкого давления и коробкой приводов. Вспомогательные механизмы установлены в коробке приводов, а гидравлическая трансмиссия установлена таким образом, чтобы скорость привода вспомогательных механизмов в коробке приводов была в том же диапазоне, что и скорость вала высокого давления. Изобретение позволяет осуществлять отбор мощности с валов высокого и низкого давления без изменения диапазона рабочих скоростей вспомогательных механизмов. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Узел содержит трансмиссионную коробку газовой турбины и, по меньшей мере, один стартер/генератор, механически соединенный с трансмиссионной коробкой. Трансмиссионная коробка содержит зубчатую передачу с несколькими шестернями. Стартер/генератор содержит генерирующий блок с ротором, образующим катушку индуктивности, и статором, образующим якорь, и возбуждающий блок со статором, образующим катушку индуктивности, и ротором, образующим якорь, соединенный с катушкой индуктивности генерирующего блока. Ротор генерирующего блока и ротор возбуждающего блока установлены на общем валу с шестерней, зацепляющейся с зубчатой передачей трансмиссионной коробки, по обе стороны от этой шестерни. Изобретение позволяет интегрирование стартера/генератора в трансмиссионную коробку газовой турбины, что позволяет существенно уменьшить объем и габариты, сохраняя при этом возможность легкого демонтажа. 5 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом. Газотурбинный насосный агрегат состоит из установленных в контейнере газотурбинного двигателя и соединенного с ним переходным валом редуктора, на выходе из которого установлен насос. Между редуктором и двигателем расположено входное устройство, причем часть передней торцевой стенки входного устройства размещена на редукторе, а часть задней торцевой стенки входного устройства расположена на газотурбинном двигателе. Причем обе части соединены в осевом и радиальном направлениях герметичными телескопическими соединениями с оставшейся частью входного устройства, закрепленного в контейнере. В передней торцевой стенке входного устройства выполнен входной смотровой люк. Нижняя стенка входного устройства выполнена плоской и горизонтальной. При работе насосного агрегата герметичные телескопические соединения допускают перемещения двигателя и редуктора относительно входного устройства без нарушения герметичности последнего. Изобретение позволяет повысить надежность установки, снизить ее вес и габариты, облегчить монтаж переходного вала, визуальный и инструментальный контроль компрессора. 3 ил.

Для того, чтобы устранять образование наружных утолщений при размещении вспомогательных механизмов и коробок приводов и приводить в действие эти механизмы, в соответствии с настоящим изобретением разделительные обтекатели расположены внутри перепускного канала внешнего контура двигателя. Канал внешнего контура двигателя находится между корпусом и внутренним контуром компрессора/турбины двигателя. Обтекатели имеют достаточные габариты, чтобы разместить вспомогательные механизмы, в то время как канал внешнего контура соответственно сформирован осесимметричным для того, чтобы устранять и уравновешивать любой эффект блокирования этих обтекателей в пределах канала при наличии воздушного потока. Дополнительно обтекатели можно предусматривать для размещения масляного бака двигателя, а также для размещения механизмов фильтра/теплообменника, предназначенных для двигателя. При таких обстоятельствах поддерживается имеющий значимость удлиненный цилиндрический профиль двигателя таким образом, что для этого двигателя требуется уменьшенное поперечное сечение, позволяя этим иметь уменьшенный планер летательного аппарата, что в результате приводит к наличию улучшенного профиля волны звукового удара. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения предназначены для системы энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя. Система содержит электронное устройство управления для контролирования по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности, управляющий вентиль, регулируемый устройством управления и подающий воздух, отобранный от двигателя при работе в неустановившемся режиме в зависимости от по меньшей мере одного контролируемого параметра, и пневматическое устройство, в которое поступает отобранный воздух, для производства энергии с целью приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета. Пневматическое устройство может представлять собой воздушную турбину или генератор со встроенной пневматикой. Такие способ и устройство позволят использовать пневматическую энергию двигателя для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета. 2 н. и 30 з.п. ф-лы, 10 ил.

Устройство для позиционирования и удержания жгутов (3) электрических кабелей на корпусе (2) турбореактивного двигателя (1) содержит опоры (3) для жгутов, стандартизированные для направлений, по существу перпендикулярных оси (4) турбореактивного двигателя (1), и опоры для жгутов, стандартизированные для направлений, по существу параллельных оси (4) турбореактивного двигателя (1). Изобретение позволяет стандартизировать и упростить сборку жгутов, что уменьшает стоимость и длительность производственного цикла. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам для крепления и удержания вспомогательного оборудования в турбореактивных двигателях. Устройство состоит из двух соосных колец (12, 14), размещенных одно в другом и соединенных между собой при помощи полых радиальных стоек (16, 18, 20 и 22). Внутри стоек проходят трубопроводы и электрические кабели. По меньшей мере одна из боковых стоек (16, 18) содержит на своей боковой стороне съемную панель (24, 26), демонтаж которой обеспечивает доступ к оборудованию турбореактивного двигателя, расположенному радиально внутри внутреннего кольца (12) на одной линии с радиальной стойкой (16, 18). Данное техническое решение устройства позволяет обеспечить доступ к оборудованию, установленному в турбореактивном двигателе. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к узлам приводов газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Устройство соединения силового корпуса и коробки приводных агрегатов газотурбинного двигателя содержит элементы крепления и подвижный элемент, телескопически соединенный с корпусом. Подвижный элемент установлен на коробке приводных агрегатов и закреплен прижимным фланцем с возможностью смещения по торцу коробки. Между сопряженными поверхностями фланца и подвижного элемента выполнен зазор. Изобретение позволяет повысить надежность соединения силового корпуса и коробки приводных агрегатов путем обеспечения их жесткого соединения и герметичности внутренних полостей. 3 ил.

Изобретение относится к узлам приводов газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Устройство передачи крутящего момента от вала компрессора к коробке приводных агрегатов газотурбинного двигателя включает в себя прямозубое цилиндрическое колесо и коническую шестерню, которые разнесены и соединены по посадочным поверхностям и шлицам. Коническая шестерня расположена на отдельной подшипниковой опоре. Во внутреннюю полость цилиндрического колеса установлен индуктор. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя путем обеспечения точности сигнала от устройства контроля частоты вращения ротора компрессора. 1 ил.

Газотурбинная установка содержит компрессор низкого давления, промежуточный воздухоохладитель, компрессор высокого давления, регенератор, камеру сгорания, газовую турбину, отработанный газ из которой направлен в регенератор, связанный с выхлопной трубой, использующей энергию выхлопных газов и выполненной с соплом и приемной камерой для охлаждающего атмосферного воздуха, поступающего из промежуточного воздухоохладителя. Соразмерность частей выхлопной трубы выбрана обеспечивающей защищаемое изобретением соотношение. Изобретение повышает надежность работы газотурбинной установки и обеспечивает ее автономность. 1 ил.