Рабочие лопатки и элементы, на которых закрепляются лопатки и устройства для подогрева, теплоизоляции, охлаждения или устранения вибраций лопаток или несущих их элементов (F01D5)

F01   Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины (15284)
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)
F01D5/12 - Рабочие лопатки (комлевая часть лопаток F01D5/30; роторы с лопатками, регулируемыми во время работы F01D7; направляющие лопатки статора F01D9/02)(27)

Способ изготовления детали из композиционного материала с керамической матрицей // 2793311
Изобретение относится к способу изготовления детали из композиционного материала с керамической матрицей (СМС), имеющей по меньшей мере одну прорезь, а также к такой детали из СМС, способной выдерживать высокие температуры, которая может быть использована в области авиастроения, в частности в секторах цилиндрического элемента газотурбинного двигателя.

Рабочее колесо осевой турбомашины // 2793173
Изобретение относится к машиностроению и касается конструкции рабочих колес паровых и газовых осевых турбин, а также осевых компрессоров, применяемых в силовых агрегатах транспортных средств и в стационарной теплоэнергетике.

Лопатка газотурбинного двигателя, выполненная по правилу прогиба профиля пера, с большим запасом по флаттеру // 2792505
Изобретение относится к лопатке ротора газотурбинного двигателя, содержащей множество сечений лопатки, уложенных друг на друга вдоль оси Z между корневой частью лопатки и концевой частью лопатки, определяющими между собой высоту лопатки, при этом каждое сечение лопатки содержит переднюю кромку (21), заднюю кромку (22), корытце (19) и спинку (18), хорду (25), определяемую длиной линии хорды, которая является участком, соединяющим переднюю кромку (1) и заднюю кромку (2), и максимальный прогиб профиля (28), определяемый максимальной длиной участка, перпендикулярного к линии хорды и соединяющего точку линии хорды и точку линии изгиба, образованную всеми точками, находящимися на равном расстоянии от спинки (18) и корытца (19) в сечении, при этом согласно изобретению соотношение между максимальным прогибом профиля и хордой на половине высоты лопатки составляет от 25% до 40% соотношения между максимальным прогибом профиля и хордой в корневой части лопатки, а соотношение между максимальным прогибом профиля и хордой в концевой части лопатки составляет от 25% до 40% соотношения между максимальным прогибом профиля и хордой в корневой части лопатки.

Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2792502
Изобретение относится к системам охлаждения турбин газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки, включающие разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки каналы охлаждения.

Антиэрозийная рабочая лопатка для последних ступеней паровых конденсационных турбин // 2790750
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и призвано защищать рабочие лопатки последних ступеней конденсационных паровых турбин от влажной паровой эрозии входных кромок указанных рабочих лопаток.

Узел замкового соединения лопаточного аппарата с ротором турбины // 2790744
Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано для фиксации лопаточного аппарата в роторе турбины. Использование изобретения наиболее предпочтительно в роторах паровых турбин барабанного типа.

Последняя ступень турбины // 2790505
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбиностроения, и может быть использовано при проектировании последних ступеней паровых турбин с диафрагмой и рабочим колесом, преимущественно влажно-паровых турбин.

Жаропрочный литейный сплав на основе никеля и изделие, выполненное из него // 2790495
Изобретение относится к металлургии, а именно к литейным жаропрочным сплавам на основе никеля, предназначенным для литья деталей горячего тракта газотурбинных двигателей и установок, например монокристаллических рабочих лопаток турбины, работающих в газовой среде при высоких напряжениях и температурах до 1100°С.

Направляющая лопатка ступени цилиндра низкого давления паровой турбины // 2789652
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании направляющих лопаток, входящих в состав ступеней цилиндров низкого давления осевых паровых турбин.

Профилированная конструкция для летательного аппарата или газотурбинного двигателя // 2789369
Изобретение относится к профилированной конструкции, удлиненной в направлении, в котором конструкция имеет длину, обдуваемую воздушным потоком, и поперечно к которому конструкция содержит переднюю кромку (164) и/или заднюю кромку, по меньшей мере одна из которых выполнена профилированной и имеет в указанном направлении удлинения зубчатости (28а), образованные следующими друг за другом зубцами (30) и впадинами (32).

Турбинная лопатка с конструкцией для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы и способ ее изготовления // 2787678
Турбинная лопатка (100), имеющая конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы. Турбинная лопатка (100) имеет полую конструкцию, и на ее наружной поверхности (101) предусмотрено множество первых пазов (105), которые представляют собой углубления.

Ремонт концевой части компонента турбины с помощью композитной предварительно спеченной преформы легированной бором основы // 2785029
Настоящее изобретение относится к способу ремонта участка (22) концевой части лопатки (10) турбины, имеющего структурный дефект. Способ включает области поврежденного участка со структурным дефектом на участке (22) концевой части и предоставление предварительно спеченной преформы (60), включающей первый участок (62), имеющий первый состав, и второй участок (64), имеющий второй состав.

Способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата // 2784762
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к способам снижения уровня вибрации, возникающей на резонансных частотах вращения ротора или роторов двухвального ГТД летательного аппарата, и может быть использовано в судовой технике и наземных газотурбинных установках.

Система и способ ремонта высокотемпературных газотурбинных компонентов // 2784612
Способ формирования компонента включает в себя смешивание порошкообразного основного материала и связующего с образованием смеси, формование смеси до желательной формы без плавления основного материала, удаление связующего из желательной формы с образованием каркаса, причем объем каркаса составляет основной материал на величину между 80 процентами и 95 процентами, и пропитывание каркаса материалом-депрессантом температуры плавления с образованием готового компонента, причем готовый компонент имеет менее чем однопроцентную пористость по объему.

Профилированная аэродинамическая конструкция и турбомашина для летательного аппарата (варианты) // 2782555
Изобретение относится к профилированной аэродинамической конструкции, имеющей профилированную переднюю кромку (164) и зубчатый профиль, расположенный вдоль линии (164а) передней кромки и содержащий последовательность зубцов (30) и впадин (32), отличающейся тем, что она имеет пористые звукопоглощающие зоны (52), расположенные в направлении дна впадин (32).

Суперсплав на никелевой основе, монокристаллическая лопатка и турбомашина // 2780326
Изобретение относится к металлургии, а именно к суперсплавам на никелевой основе для газовых турбин, в частности для стационарных лопаток или подвижных лопаток газовой турбины, например, в авиационно-космической отрасли промышленности.

Способ проектирования и изготовления турбины // 2780311
Изобретение может быть использовано при изготовлении турбин. Способ изготовления турбины (3) с учетом изменения материала рабочего колеса ротора (102) турбины заключается в том, что учитывают, что время, требуемое для того, чтобы температура рабочего колеса (102) достигла от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины, представляет собой время повышения температуры, и учитывают, что расстояние между поверхностями на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне рабочего колеса представляет собой расстояние между поверхностями.

Турбомашина с предкрылком для разделения потока, имеющим зубчатый профиль // 2780265
Изобретение относится к области аэроакустического управления неподвижными лопатками в турбомашине летательного аппарата или в испытательном стенде для такой турбомашины. Турбомашина с расположенным спереди вентилятором имеет кольцевую стенку (160), содержащую предкрылок (16), предназначенный для разделения потока на первичный поток и вторичный поток и имеющий переднюю кромку, входные направляющие лопатки, предназначенные для направления первичного потока, и выходные направляющие лопатки, предназначенные для направления вторичного потока.

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.

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.

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.

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.

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.

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.%.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления турбореактивного двигателя // 2767580
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к стендовым испытаниям газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, предназначено для измерения параметров рабочего тела за камерой сгорания (на входе в турбину высокого давления).

Способ изготовления биметаллического рабочего колеса турбины // 2766654
Изобретение относится к области двигателестроения, к осевым турбинам газотурбинных двигателей, в частности к способу изготовления биметаллических рабочих колес турбин газотурбинных двигателей, выполненных по типу блиска.

Способ выполнения лопатки авиационного газотурбинного двигателя посредством аддитивного изготовления // 2765420
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к способу аддитивного изготовления лопатки авиационного газотурбинного двигателя. Изготавливают лопатку, содержащую верхнюю и нижнюю окружные стенки, между которыми расположено по меньшей мере одно перо, содержащее переднюю кромку и заднюю кромку, расположенные между упомянутыми стенками по меньшей мере частично с отступом по отношению соответственно к первым и вторым окружным краям упомянутых стенок.

Способ получения частей из сплавов металлов сложной формы // 2765296
Изобретение относится к области производства сплошных лопаток газотурбинных двигателей, имеющих среднюю часть, кромку/законцовку и хвостовик. Способ включает стадию производства заготовки, состоящей по меньшей мере из двух частей, по меньшей мере одна из которых является твердой частью, полученной путем разрезания бруска, изготовленного из металлического сплава или из материала на основе керамики, при этом указанные по меньшей мере две части собирают способом диффузионного соединения без плавления, и стадию механической обработки полученной заготовки для производства лопатки с заданным профилем.

Демпферное уплотнение рабочего колеса газовой турбины // 2764565
Изобретение относится к области энергомашиностроения, конкретно турбостроения, в частности к конструкции рабочих колес охлаждаемых ступеней газовых турбин. Демпферное уплотнение рабочего колеса газовой турбины плотно размещено в полости между полками соседних рабочих лопаток и выступом диска рабочего колеса и разделяет указанную полость на боковые каналы.

Турбореактивный двигатель // 2764341
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Двигатель содержит входное устройство, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, кольцевую камеру сгорания, удлинительную трубу, форсажную камеру сгорания и регулируемое сопло.

Способ нагнетания содержащего наполнитель шликера в волокнистую структуру // 2764203
Изобретение относится к способу изготовления детали из композитного материала. Способ включает следующие этапы: нагнетание внутрь волокнистой структуры шликера, содержащего, по меньшей мере, порошок из огнеупорных керамических частиц или из частиц огнеупорного керамического предшественника в виде взвеси в жидкой фазе; затем фильтрацию жидкой фазы шликера и задержание порошка из огнеупорных керамических частиц или частиц огнеупорного керамического предшественника внутри указанной структуры для получения предварительно отформованной волокнистой заготовки с наполнением из огнеупорных керамических частиц или частиц из огнеупорного керамического предшественника после уплотнения волокнистой структуры путём обработки огнеупорных керамических частиц в волокнистой структуре для формирования огнеупорной матрицы в этой структуре.

Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления // 2764153
Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один слой (24), защищающий от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS), расположенный на этой подложке (21).

Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления // 2762611
Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь (20) с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слой (22) на подложке (21).

Уплотнительное устройство между ротором и статором газотурбинного двигателя // 2762016
Изобретение относится к уплотнительному устройству, используемому между роторной частью и статорной частью и содержащему по меньшей мере одно истираемое покрытие (46), взаимодействующее по меньшей мере с двумя, верхней и нижней по потоку, лабиринтными уплотнительными кромками.
 
.
Наверх