Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (F01D)

F01   Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины (15284)
F01D              Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (гидравлические машины и двигатели F03; насосы и компрессоры необъемного вытеснения F04D)(4955)
F01D25 - Турбины и турбомашины (с потоками рабочего тела, направленными аксиально в противоположные стороны для уравновешивания осевого давления F01D3/02; с движением иным, чем вращательное F01D23; турбины, применяемые в специальных паросиловых установках, циклах или процессах, регулирующие устройства для них F01K)(1170)
F01D5 - Рабочие лопатки; элементы, на которых закрепляются лопатки (паровыпускные патрубки F01D9/02); устройства для подогрева, теплоизоляции, охлаждения или устранения вибраций лопаток или несущих их элементов(1525)
F01D13 - Комбинации из двух или более турбин и турбомашин (F01D15 имеет преимущество ; комбинации из двух или более насосов F04; пневматические или гидравлические приводы F16H; регулирование или управление см. в соответствующих группах)(12)

Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое // 2779785
Изобретение относится к соплу газовой турбины. Сопло газовой турбины включает в себя сопла, сформированные как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.

Масляная система газотурбинного двигателя // 2779209
Изобретение относится к циркуляционным масляным системам авиационных газотурбинных двигателей и может найти применение в двигателестроении и других областях техники. Масляная система газотурбинного двигателя 1 содержит масляные полости 2 опор роторов и коробки приводов агрегатов, маслобак 3.

Коррозионно-стойкое и эрозионно-стойкое покрытие для турбинных лопаток газовых турбин // 2778863
Заявленная группа изобретений относится к лопаткам для газовых турбин с обеспечивающим улучшенные характеристики эрозионной и коррозионной стойкости покрытием, а также к другим компонентам газовых турбин с таким покрытием.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2778418
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, применяемыми в составе газотурбинных установок для привода электрогенераторов.

Истираемый элемент лабиринтного уплотнения, в частности, для авиационной турбины // 2778413
Изобретение относится к истираемому элементу (29, 36) лабиринтного уплотнения, расположенному в газотурбинном двигателе вокруг оси (Х) газотурбинного двигателя и содержащему наружный слой (55), расположенный напротив гребешков (4, 5), установленных на первой детали газотурбинного двигателя.

Деталь турбины из суперсплава с содержанием рения и/или рутения и способ её изготовления // 2777682
Изобретение относится к детали турбины, такой как лопатка турбины или, например, лопатка соплового аппарата, содержащей подложку, выполненную из монокристаллического суперсплава на основе никеля, содержащего рений и/или рутений, а также фазу γ’-Ni3Al, преобладающую в объёме, и фазу γ-Ni, при этом деталь содержит также подслой из металлического суперсплава на основе никеля, покрывающего подложку.

Способ нагрева газа в установке редуцирования // 2777418
Группа изобретений относится к энергетическому машиностроению, в частности к установка редуцирования давления природного газа с преобразователем энергии перепада давления в теплоту, и применяется в области газораспределения и газоснабжения для утилизации энергии потока сжатого природного газа на газораспределительных станциях при редуцировании природного газа перед подачей его потребителям.

Газовая турбина авиационного типа с улучшенным терморегулированием // 2777405
Описана газовая турбина авиационного типа, содержащая корпус, компрессор с ротором, установленным на валу генератора, поддерживаемом для вращения в корпусе, турбину высокого давления, расположенную в корпусе, с ротором, установленным на валу генератора для совместного вращения с ротором компрессора, камеру сгорания, силовую турбину, расположенную в корпусе и содержащую ротор, установленный на валу турбины для приведения в действие нагрузки, при этом имеется теплоизолирующее покрытие для уменьшения рассеяния тепла через корпус.

Энергетический комплекс // 2777154
Изобретением представлена новая, надежная, простая, экономичная, высокоэффективная, компактная схема «Энергетический комплекс» для выработки электрической, механической и тепловой энергии. Техническое решение обеспечивает встречное горение различных видов топлива, в том числе природный газ и мазут.

Жаропрочный свариваемый сплав на основе никеля и изделие, выполненное из него // 2777099
Изобретение относится к области металлургии, а именно к жаропрочным деформируемым сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления деталей и компонентов газотурбинных двигателей, энергетических установок, силовых машин, работающих длительно при температурах от 600 до 800°С и вплоть до температуры 900°С.

Инерционный роторный двигатель // 2776606
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к инерционным роторным двигателям. Двигатель включает ротор с соплами для реактивного выхода рабочего тела (РТ) и выходной вал 4, соединенные между собой.

Конфигурация многоступенчатой турбомашины (компрессора-детандера) // 2776401
Изобретение предназначено для использования в области энергетики. Предложена турбомашина 1, содержащая корпусную конструкцию и вал, поддерживаемый в ней с возможностью вращения.

Компонент турбомашины с металлическим покрытием // 2776388
Предложенная группа изобретений относится к компоненту турбомашины, турбомашине, содержащей указанный компонент, и применению покрытия на по меньшей мере части поверхности компонента турбомашины, подверженной износу и/или загрязнению.

Турбокомпрессор системы наддува двигателя внутреннего сгорания // 2776227
Изобретение относится к турбокомпрессорам систем наддува двигателей внутреннего сгорания. Техническим результатом является повышение КПД, надежности и ресурса.

Сверхзвуковой самолет // 2776193
Изобретение относится преимущественно к пассажирским сверхзвуковым самолетам (СПС) с низким уровнем шума на местности (в районе аэропорта), предназначенным для совершения дальних перелетов. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, дельтовидное крыло малого удлинения, гибридную силовую установку, состоящую из двух маршевых турбореактивных двигателей со встроенными электрическими приводами-генераторами и электрическими двигателями со складывающимися на режиме сверхзвукового крейсерского полета воздушными винтами, расположенными на концевых сечениях дельтовидного крыла впереди или позади задней кромки, или в носовой части фюзеляжа, а также на концах переднего горизонтального оперения.

Камера сгорания газовой турбины // 2776139
Изобретение относится к конструкции камеры сгорания газовой турбины и, в частности, относится к технологии, которая эффективно применяется в конструкции торцевой рамы переходного отсека, и более детально - к охлаждающим отверстиям переходного отсека.

Приводной блок для летательного аппарата, содержащий точки подъема, и тележка для поддержки такого блока // 2775952
Изобретение относится к летательным аппаратам. Приводной блок содержит двигатель, такой как двухконтурный турбореактивный двигатель (4), и гондолу, содержащую снаружи вокруг кольцевого тракта потока свежего воздуха, сверху по потоку, воздухозаборник, боковые передние обтекатели (8), реверсор тяги, содержащий отклоняющие решетки (6) и подвижные задние обтекатели.

Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления // 2775734
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкциям охлаждаемых сопловых лопаток. Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления, содержащая верхнюю и нижнюю полки, между которыми расположено полое перо аэродинамического профиля, выполненное за одно целое с верхней и нижней полками, причем перо имеет внутреннюю радиальную перегородку, выполненную за одно целое с пером лопатки, разделяющую полое перо на переднюю и заднюю внутренние полости относительно нагнетаемого потока воздуха, причем задняя внутренняя полость пера снабжена дефлектором, передняя внутренняя полость пера лопатки содержит перфорированные отверстия, в отличие от известного передняя внутренняя полость пера содержит дополнительные радиальные перегородки, выполненные за одно целое с пером лопатки, расположенные таким образом, что образуют полость охлаждения входной кромки пера, полость охлаждения вдоль спинки пера и полость охлаждения вдоль корыта пера, при этом полость охлаждения входной кромки пера лопатки выполнена с возможностью перекрытия при помощи пластины, полости охлаждения вдоль спинки и вдоль корыта выполнены с возможностью перекрытия с помощью элемента перекрывания, элемент перекрывания полостей охлаждения вдоль спинки и вдоль корыта выполнен в виде удлиненного фланца в верхней части дефлектора, установленного в задней внутренней полости пера, и соединен с помощью неразъемного соединения с верхней частью пера лопатки, а при этом полость охлаждения входной кромки пера лопатки выполнена с возможностью перекрытия при помощи пластины в нижней части, элемент перекрывания полостей охлаждения вдоль спинки и вдоль корыта выполнен в виде пластины в нижней части лопатки, установленной в задней внутренней полости пера с помощью неразъемного соединения с нижней частью пера лопатки, а при этом полость охлаждения входной кромки пера лопатки выполнена с возможностью перекрытия при помощи пластины в верхней части пера.

Устройство отвода выхлопных газов газотурбинного двигателя // 2775619
Изобретение относится к выхлопным патрубкам и может применяться в составе газотурбинных установок газоперекачивающих агрегатов. Устройство содержит корпус с входным отверстием, расположенным вокруг оси вращения турбины, диффузор, включающий осевую и радиальную части, образованные соответственно внутренней и наружной трактовыми стенками, расположенными внутри корпуса вокруг оси вращения турбины, и расположенное в наружной стенке корпуса выходное отверстие.

Сопловое кольцо для радиальной турбины и турбокомпрессор на выхлопных газах, содержащий такое сопловое кольцо // 2775459
Изобретение относится к сопловому кольцу (10) для радиальной турбины. Сопловое кольцо включает в себя основной корпус (11) в форме диска, имеющий центральное отверстие (12) для пропускания через него вала.

Способ откачки газа из трубопроводной обвязки камеры запуска очистных устройств и устройство для его осуществления // 2775332
Группа изобретений относится к трубопроводному транспорту газа и предназначена для опорожнения от газа трубопроводной обвязки стационарной камеры запуска очистных устройств (далее – КЗОУ) после проведения запуска очистных и диагностических внутритрубных устройств, при котором существующей в настоящее время технологией работ предусмотрен выброс газа из КЗОУ в атмосферу.

Способ работы турбодетандерной энергетической установки // 2774930
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в области газоснабжения. Предложен способ работы турбодетандерной энергетической установки, содержащей снабженную регулируемым сопловым аппаратом трехступенчатую осевую лопаточную машину, ротор которой установлен в подшипниках качения.

Суперсплав на никелевой основе, монокристаллическая лопатка и турбомашина // 2774764
Изобретение относится к металлургии, в частности к суперсплавам на никелевой основе для газовых турбин. Суперсплав на никелевой основе содержит в мас.%: от 4,0 до 5,5 рения, от 1,0 до 3,0 рутения, от 2,0 до 14,0 кобальта, от 0,30 до 1,00 молибдена, от 3,0 до 5,0 хрома, от 2,5 до 4,0 вольфрама, от 4,5 до 6,5 алюминия, от 0,50 до 1,50 титана, от 8,0 до 9,0 тантала, от 0,15 до 0,30 гафния, от 0,05 до 0,15 кремния, остальное - никель и неизбежные примеси, при этом он имеет монокристаллическую структуру, включающую диспергированные в γ-матрице выделения γ'-Ni3(Al, Ti, Ta) с размером 300-500 нм в количестве 50-70 об.%.

Петротермальная электростанция // 2774570
Изобретение относится к средствам производства электрической и тепловой энергии с использованием геологических пластов, обладающих достаточным термальным потенциалом и высоким залеганием. В нагревной полости установлено устройство детонации взрывной смеси, подаваемой в нагревную полость вместе с теплоносителем.

Аэродинамические компоненты статора с соплами и способы очистки турбомашины // 2774255
Изобретение относится к области турбомашин. Предложен аэродинамический компонент (130, 250) статора для расположения внутри пути (500) потока рабочей текучей среды турбомашины (1000); причем аэродинамический компонент (130, 250) статора имеет съемную часть (137-2, 137-3, 137-4), на которой расположены одно или более сопел (135, 255) для впрыскивания жидкости в путь (500) потока; при этом впрыскиваемая жидкость поступает из трубопровода (134, 254), расположенного внутри относительно аэродинамического компонента (130, 250) статора и сообщающегося по текучей среде с трубкой (120, 220), расположенной снаружи компонента (130, 250).

Улучшенная система охлаждения лопастей турбины // 2774132
Охлаждаемая лопасть (440) турбины имеет основание (442) и аэродинамический профиль (441), при этом основание содержит впускные отверстия (481) для охлаждающего воздуха и каналы (483), при этом аэродинамический профиль содержит многоизгибный путь (470) теплообмена, начинающийся на основании и оканчивающийся в области выпускного отверстия (471) для охлаждающего воздуха на задней кромке (447) аэродинамического профиля.

Кожух камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2774090
Изобретение относится к области двигателестроения и может найти применение в конструкциях камер сгорания газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и промышленного применения. Описан кожух камеры сгорания газотурбинного двигателя, имеющий разъем в горизонтальной плоскости, каждая из двух половин которого снабжена двумя продольными фланцами, соединяемыми болтами с гайками.

Деталь турбины из сплава с содержанием мах-фазы // 2773969
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению детали турбины. Может использоваться для изготовления рабочей лопатки турбины или лопатки соплового аппарата.

Проставка с поперечными шпонками, препятствующая вращению // 2773854
В настоящем изобретении предложена проставка с поперечными шпонками, предотвращающая вращение, для использования в газотурбинном двигателе (100). Диск компрессора в сборе (220) может иметь кольцо (240) с поперечными шпонками, имеющее несколько шпонок (241), зубцов, или зубьев, чередующихся с несколькими зазорами (242) с образованием поверхности (260) с поперечными шпонками.

Турбомашины с устройствами на поверхностных (saw) или объемных (baw) акустических волнах, измерительные устройства и способы установки // 2773174
Описанный в настоящем документе объект изобретения относится к турбомашинам с устройствами на поверхностных (SAW) или объемных (BAW) акустических волнах, измерительным системам и способам установки. Описана система измерения параметра окружающей среды у ротора ротационной машины; в соответствии с некоторыми вариантами осуществления параметр, подлежащий измерению, представляет собой температуру, а машина, подлежащая контролю, представляет собой турбомашину.

Сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя // 2773167
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопловых лопаток турбины газотурбинного двигателя (ГТД). Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха.

Способ определения зажигания газотурбинного двигателя // 2773081
Изобретение относится к камере сгорания газотурбинного двигателя. Способ определения зажигания камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащий этапы, на которых: получают (E11) первое измерение (MT1) температуры выхлопного газа за камерой (3) сгорания перед попыткой зажечь упомянутую камеру (3) сгорания, получают (E12) порог (ST) температуры, получают (E13) вторичный критерий (CS) определения, обновляют (E14) полученный порог (ST) температуры в зависимости от полученного вторичного критерия (CS) определения, получают (E15) второе измерение (MT2) температуры выхлопного газа после попытки зажечь камеру (3) сгорания, сравнивают (E16) обновленный (ST) порог температуры и разницу между первым (MT1) и вторым (MT2) измерениями температуры выхлопного газа и определяют (E17) состояние зажигания камеры (3) сгорания, соответствующее успешной или неудачной попытке зажигания, в зависимости от результата этапа (E16) сравнения.

Система валов для авиационной турбомашины // 2772757
Система валов (22, 32) для авиационной турбомашины (1), содержащая первый внешний вал (32) и второй внутренний вал (22), причем первый внешний вал предназначен для введения по оси во второй вал и содержит продольные внутренние канавки (34) для сопряжения с продольными внешними канавками (24) второго вала, отличающаяся тем, что, когда первый и второй валы находятся в положении сопряжения, внутренние и внешние канавки входят в зацепление друг с другом и взаимодействуют друг с другом в зоне осевого сопряжения (Z), при этом внутренние и внешние зубцы находятся вне этой зоны сопряжения.

Установка для выработки тепловой и механической энергии и способ ее регулирования // 2772706
Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к способам и установкам для экологически чистой выработки механической и тепловой энергии. Установка для выработки тепловой и механической энергии состоит из камеры сгорания (1), соединенной с парогазовой турбиной (2), охладителей отработанных газов, линий подачи углеродсодержащего топлива (4), диоксида углерода (5), кислорода (6) и воды (7) в камеру сгорания (1), при этом дополнительно включает по меньшей мере две парогазовые турбины, по меньшей мере одна из которых является парогазовой турбиной (7) среднего давления, а по меньшей мере другая - парогазовой турбиной (8) низкого давления, при этом парогазовая турбина (2), соединенная с камерой сгорания (1), является парогазовой турбиной высокого давления, каждая парогазовая турбина (2, 7, 8) соединена с по меньшей мере двумя электрогенераторами (9), соединенными с блоком (10) управления, выполненным с возможностью изменения режима работы по меньшей мере части электрогенераторов (9) с обеспечением компенсации реактивной мощности в электрической сети, а также по меньшей мере один датчик мощности, соединенный с блоком (10) управления, кроме того, блок (10) управления выполнен с возможностью определения коэффициента мощности.

Лопатка с усовершенствованным контуром охлаждения и газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку // 2772364
Изобретение относится к лопатке для турбины, содержащей хвостовик лопатки и перо (13), проходящее радиально наружу от хвостовика (12) лопатки, при этом перо (13) содержит первый внутренний контур охлаждения, содержащий полость (33, 36) корытца, проходящую радиально вдоль стенки (16) корытца и первой внутренней стенки (47, 45), расположенной между стенкой (16) корытца и стенкой (18) спинки, полость (34, 37) спинки, проходящую радиально вдоль стенки (18) спинки и второй внутренней стенки (47, 43), расположенной между стенкой (16) корытца и стенкой (16) спинки.

Лопатка турбины с усовершенствованной структурой и газовая турбина, содержащая такую лопатку // 2772363
Лопатка (10) авиационной турбины, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере первую полость (С2) корытца и первую полость (С3) спинки, каждая из которых расположена смежно с первой сквозной полостью (С1) и со второй сквозной полостью (С4), при этом первая полость (С3) спинки является смежной со стенкой (24) спинки, первая полость (С2) корытца является смежной со стенкой (22) корытца, при этом каждая из указанных первой и второй сквозных полостей (С1, С4) проходит от стенки (22) корытца до стенки (24) спинки, при этом вторая сквозная полость (С4) содержит первую внутреннюю стенку (Р1), проходящую от стенки (24) спинки до первой сквозной полости (С1), и вторую внутреннюю стенку (Р2), проходящую от стенки (22) корытца до первой сквозной полости (С1), при этом указанные первая внутренняя стенка (Р1) и вторая внутренняя стенка (Р2) отделены друг от друга.

Диффузорное устройство работающей на отработавших газах турбины // 2772097
Изобретение относится к работающей на отработавших газах турбине, содержащей ротор (12) турбины, имеющий множество лопаток (2) ротора турбины с высотой Н лопатки ротора турбины. Работающая на отработавших газах турбина дополнительно содержит диффузорное устройство (20), имеющее поперечный диффузор (1) и камеру (9) для сбора отработавших газов.

Гибридная двухблочная аэс по тепловой схеме зарянкина // 2771618
Изобретение относится к гибридной атомной электростанции (АЭС). АЭС представляет собой два соединенных меду собой блока, основной влажно-паровой блок I и присоединенный высокотемпературный блок II.

Уплотнительное устройство (варианты) // 2771412
Изобретение относится к уплотнительному устройству и может быть использовано в конструкциях паровых и газовых турбин, а также насосов. Уплотнительное устройство турбины включает корпус с фланцем, канал.

Турбина // 2771106
Изобретение относится к машиностроению, а именно к пневматическим и паровым турбинам для привода электрогенераторов, компрессоров, тепловых насосов и пр., используемых в автомобилях и другой технике. Турбина содержит сегнерово колесо, выполненное в виде трубы с, по меньшей мере, одним боковым отверстием и закрытым торцевым концом.

Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления турбореактивного двигателя со сменной носовой частью для стендовых испытаний // 2770976
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к стендовым испытаниям газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, и предназначено для измерения параметров рабочего тела за камерой сгорания (на входе в турбину высокого давления).

Устройство для сборки турбомашины и способ его применения // 2770344
Изобретение относится к устройству для сборки турбомашины, предназначенному для центрирования вала (4) второго модуля относительно продольной оси (X) полой центральной ступицы (21), находящейся перед первым модулем (5), причем указанный первый модуль (5) имеет продольную полость (20), проходящую вдоль указанной оси (X), переходящую спереди в указанную полую ступицу (21) и проходящую через первый модуль (5) вдоль продольной оси (X) до заднего конца, причем указанный вал (4) должен быть вставлен в указанную продольную полость (20) через указанный задний конец, содержащий центрирующий элемент (25) центральной оси, выполненный с возможностью установки в указанную полую ступицу (21) путем вставки через первый конец (26') и взаимодействия со ступицей, так чтобы его центральная ось совпала с указанной продольной осью (X), кроме того, устройство содержит направляющую трубку (36), способную входить в по меньшей мере одну часть продольной полости (20) первого модуля (5) сзади полой ступицы (21), а также устройство выполнено так, чтобы направляющая трубка (36) скользила внутри центрирующего элемента (25) вдоль указанной центральной ось между первым положением, в котором направляющая трубка (36) целиком находится перед центрирующим элементом (25) относительно указанного первого конца (26'), и задним положением, в котором направляющая трубка (36) выступает за пределы указанного первого конца (26'), проникая в продольную полость (20), когда центрирующий элемент (25) помещен в полую ступицу (21).

Деталь турбины из суперсплава с содержанием рения и способ её изготовления // 2770263
Изобретение относится к детали турбины, содержащей подложку из монокристаллического суперсплава на основе никеля, содержащего рений, который имеет фазу у-y’-Ni и среднюю массовую долю хрома менее 0,08, покрывающий подложку подслой из металлического суперсплава на основе никеля, отличающейся тем, что подслой из металлического суперсплава содержит, по меньшей мере, алюминий, никель, хром, кремний, гафний и имеет фазу y’-Ni3Al в преобладающем объёме.

Способ восстановления концевой части пера охлаждаемой лопатки турбины газотурбинного двигателя // 2770156
Изобретение относится к технологии ремонта охлаждаемых лопаток турбины газотурбинного двигателя и может быть использовано в турбомашиностроении. Способ включает удаление теплозащитного покрытия до основного материала, шлифовку торца пера лопатки до торцовой перемычки, удаление ее и формирование паза под установку торцовой пластины, фиксацию торцовой пластины сваркой, нанесение пасты припоя, крепление торцовой пластины к лопатке высокотемпературной пайкой в вакууме, механическую обработку, восстановление стенки колодца торца пера лазерной наплавкой, термообработку в вакууме, механическую обработку наплывов наплавки, люминесцентный контроль, восстановление теплозащитного покрытия концевой части пера лопатки.

Способ защиты лопаток газотурбинного двигателя из титановых сплавов с ультрамелкозернистой структурой от пылеабразивной эрозии // 2769799
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиационном двигателестроении и энергетическом турбостроении для защиты пера рабочих лопаток компрессора газотурбинного двигателя из титановых сплавов.

Способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2769743
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей различного назначения. Воздух, предназначенный для охлаждения рабочих лопаток 10 в рабочем колесе турбины 2, отбирают из воздушного тракта 18 за ротором компрессора 1 через входы 17 в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 и подают в воздушные каналы 14 теплообменных модулей 11, расположенных в лопатках 12 спрямляющего аппарата 6 компрессора, и через выходы 19 в аппарат закрутки 8.

Способ изготовления рабочего колеса авиационного двигателя из композиционного материала // 2769595
Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способу изготовления рабочего колеса авиационного газотурбинного двигателя, содержащего лопатки, неразъемно соединенные с опорным кольцом, передним и задним фланцами.

Устройство для измерения температуры лопаток газотурбинных двигателей // 2769546
Изобретение относится к области измерительной техники и предназначено для повышения эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации.

Способ очистки компонента, имеющего теплозащитное покрытие // 2768908
Изобретение относится к восстановлению компонента газотурбинного двигателя с теплозащитным покрытием. Очищают теплозащитное покрытие компонента, используя sponge jet бластинг процесс.

Энергоэффективная система охлаждения, предпусковой подготовки масла турбомашины и поддержания комфортного климата в ангаре // 2768433
Изобретение относится к области регулирования и организации охлаждения масла в турбомашинах. Технический результат – создание энергоэффективной системы, обеспечивающей охлаждение и быстрый разогрев масла в процессе предпусковой подготовки масляной системы турбомашины с функцией поддержания комфортного климата в ангаре путем использования отводимого тепла в процессе охлаждения масла на нагрев воздуха в ангаре (отопление) и автоматического поддержания приточной вентиляции при работающей турбомашине, а также путем использования тепла внешнего теплоносителя системы отопления с автоматическим поддержанием приточной вентиляции при неработающей турбомашине.
 
.
Наверх