Патенты принадлежащие Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности.

Изобретение относится к области электротехники, в частности, к охлаждению статора обращенной машины. Технический результат - повышение надежности и КПД.

Дроссель // 2692939
Изобретение относится к области арматуростроения и может быть использовано для регулирования расходов высокотемпературных газов на стендах при проведении испытаний авиадвигателей и их узлов.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков.

Изобретение относится к газотурбинным установкам с использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела, а именно к парогенерирующим установкам, и может быть использовано в энергетике.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытаниям осевых турбомашин для газотурбинных установок.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям плоских многофункциональных выходных устройств для трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям плоских многофункциональных выходных устройств для трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к способам определения ресурса вращающихся деталей. Сущность: проводят расчеты напряженно-деформированного состояния и циклической долговечности при типовом цикле работы вращающейся детали с учетом ее конструктивных особенностей, создающих зоны концентрации напряжений.

Изобретение относится к изготовлению полых дисков роторов турбин газотурбинных двигателей. Полый диск ротора турбины изготавливают в виде единой детали методом трехмерной печати, содержащей ступицу, полотно, включающее две стенки, образующие полость, и обод.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в осевых турбокомпрессорах для газотурбинных двигателей и установок.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к устройствам ствольного сверхзвукового разгона реактивных снарядов кинетического действия.

Изобретение относится к области авиационного моторостроения и может быть использовано в подшипниках скольжения межроторных опор газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к измерительным системам для определения физических свойств двухфазных потоков, а именно к измерительным системам для определения истинного объемного газосодержания потока масловоздушной эмульсии в трубопроводе.

Изобретение относится к способам определения физических свойств двухфазных потоков, а именно к способам определения истинного объемного газосодержания потока масловоздушной эмульсии в трубопроводе, в частности в системах смазки газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области технической физики и может быть использовано для формирования образцов тонких покрытий, применяемых при испытании на когезионную прочность растяжением при повышенных температурах.

Изобретение относится к области литейного производства и может быть использовано при отливке полых лопаток газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области контактных измерений параметров высокотемпературных газов, в частности к средствам измерения температуры газа и распределения ее значений в полостях высокотемпературных элементов газотурбинных двигателей, и может быть применено для экспериментальных исследований рабочего процесса силовых установок при проведении аэродинамических испытаний.

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к способам изготовления дисков для осевых турбомашин, в частности дисков высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на поток первого контура и поток второго контура.

Использование: для определения напряжений в колеблющейся лопатке. Сущность изобретения заключается в том, что задают частоту колебаний лопатки, поддерживают ее постоянной и на заданной частоте измеряют значения амплитуды колебаний в заданной точке лопатки, измеряют межплоскостное расстояние кристаллической решетки при нулевой и максимальной амплитудах колебаний в заданной точке лопатки с использованием рентгеноструктурного метода, используя результаты измерений, вычисляют упругую деформацию и по величине упругой деформации определяют величину напряжения в заданной точке лопатки.

Изобретение относится к области резьбовых соединений, а именно к устройству для фиксации резьбового соединения.

Изобретение относится к области испытаний деталей и узлов турбомашин, в частности к способам определения динамических характеристик рабочих колеc.

Изобретение относится к изготовлению полого диска газотурбинного двигателя. Диск выполняют в виде единой детали методом гетерофазной лазерной металлургии путем наложения кольцевых валиков из порошкового материала слоями с произвольным перекрытием валиков по периферии с шагом 1,3-1,5 мм и высотой 0,6-0,8 мм.

Изобретение относится к области испытаний на трещиностойкость, а именно к способам испытания на трещиностойкость образцов полимерных композиционных материалов.

Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем.
Изобретение относится к области машиностроения, в частности турбостроения, и может быть использовано для доводки авиационных двигателей при стендовых испытаниях.

Изобретение относится к области конструкционных материалов, а именно к способам изготовления высокотемпературных, износостойких и коррозионно-стойких изделий из реакционно-спеченного композиционного материала на основе карбида кремния, и может быть использовано в ряде отраслей промышленности, в том числе авиационной.
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, использующим жидкое топливо, предпочтительно авиационных двигателей.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам контроля и диагностики технического состояния агрегатов авиационных приводов по вибрации их корпусов при работающих двигателях.

Фронтовое устройство камеры сгорания содержит фронтовую плиту жаровой трубы и топливовоздушные модули, каждый из которых содержит пилотный и основной контуры с коаксиально расположенными внутренним, средним и наружным воздушными каналами и канал охлаждения, образованные соответствующими стенками и кольцевым экраном.

Изобретение относится к способу полетной диагностики узлов турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для непрерывного пламенного сжигания подготовленных топливовоздушных смесей газообразного углеводородного топлива в камерах сгорания газотурбинных установок.
Изобретение относится к области сертификационных испытаний авиационной техники и, в частности, к технологии имитации атмосферного облака, а также имитации перемежающейся облачности при испытаниях противообледенительных систем основных узлов летательного аппарата и его двигателя на наземных стендах.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для непрерывного пламенного сжигания подготовленных топливовоздушных смесей газообразного углеводородного топлива в камерах сгорания газотурбинных установок.
Изобретение относится к области сертификационных испытаний авиационной техники и, в частности, к технологии имитации атмосферного облака, а также имитации перемежающейся облачности при испытаниях противообледенительных систем основных узлов летательного аппарата и его двигателя на наземных стендах.

Изобретение относится к области испытаний высокоскоростных летательных аппаратов с двигательной установкой на основе воздушно-реактивного двигателя и может быть использовано для определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их разработки, производства и испытаний.

Изобретение относится к области энергетики, а именно к водонагревательному устройству и способу его работы, и может быть использовано в аппаратах с погружным горением при нагреве воды.

Изобретение относится к способу изготовления изделия из трубных заготовок и может быть использовано в технологических процессах изготовления теплообменных панелей методом лазерной сварки.

Изобретение может быть использовано для анализа быстропротекающих процессов в рабочих колесах турбомашин в процессе поузловой доводки рабочих колес турбин и компрессоров газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к осевым компрессорам авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к устройствам для наполнения сосудов высокого давления газами и предназначено для автономного использования.

Изобретение относится к рабочим (гидравлическим) жидкостям и может быть использовано в областях техники, требующих применения в гидросистемах рабочих жидкостей с большим диапазоном рабочих температур и обладающих повышенной пожаробезопасностью, в частности, в авиационной технике.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в высоконагруженных зубчатых передачах. Коническая зубчатая передача содержит ведущий и ведомый валы с пересекающимися осями, и установленные на валах конические зубчатые колеса с круговыми зубьями и равными делительными шагами зацепления в среднем нормальном сечении зубьев каждого из колес, причем вогнутая боковая поверхность каждого зуба зубчатого колеса ведущего вала выполнена в виде модифицированной сферической эвольвенты.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники.

Изобретение относится к смазочным композициям для поршневых двигателей, в частности к всесезонным смазочным композициям для авиационных поршневых двигателей, и направлено на улучшение эксплуатационных характеристик смазочной композиции требуемой вязкости при использовании ее для смазки тяжелонагруженных деталей авиационных поршневых двигателей.

 


Наверх