Глава 5. Патентные исследования по теме: «Малоэмиссионные камеры сгорания гтд»

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19)	RU	(11)	2315913	(13)	C2
	(51)  МПК F23R3/20   (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.06.2011 - может прекратить свое действие

(21), (22) Заявка: 2005129938/06, 26.09.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.09.2005 (43) Дата публикации заявки: 10.04.2007 (45) Опубликовано: 27.01.2008 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2162494 C1, 20.01.2001. ЕР 0628728 A1, 14.12.1994. SU 1795227 A1, 15.02.1993. ЕР 0455487 A1, 06.11.1991. WO 96/27766 A1, 12.09.1996. US 4194358 A, 25.03.1980. Адрес для переписки: 614990, г.Пермь, ГСП, Комсомольский пр-кт, 93, ОАО "Авиадвигатель", отдел защиты интеллектуальной собственности

(72) Автор(ы): Медведев Александр Викторович (RU), Ташкинов Валерий Александрович (RU), Максин Виктор Иванович (RU), Баранов Валерий Александрович (RU) (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

(54) МАЛОЭМИССИОННАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

(57) Реферат:

Малоэмиссионная камера сгорания газовой турбины, работающая преимущественно на сжатом газе с низкими выбросами окислов азота и углерода, содержит фронтовое устройство и цилиндрическую жаровую трубу с отверстиями для подачи воздуха, расположенными по окружности жаровой трубы. Фронтовое устройство состоит по меньшей мере из двух модулей с полостями предварительного перемешивания топлива с воздухом. Отношение расстояния между осями соседних модулей к внутреннему диаметру жаровой трубы составляет 0,4-0,5. Отношение длины полости предварительного перемешивания каждого модуля к диаметру его выходного сопла равно 0,6-0,8. Жаровая труба включает полость горения топливовоздушной смеси и полость смешения горячих газов с воздухом. Жаровая труба содержит сплошную внутреннюю стенку и наружную перфорированную оболочку, кольцевой канал между которыми выполнен с возможностью подвода охлаждающего воздуха в полость смешения. Отношение длины полости горения к внутреннему диаметру жаровой трубы составляет 0,9-1,1. Отверстия для подачи воздуха выполнены в полости смешения. Изобретение снижает эмиссию вредных веществ за счет организации "богато-бедного" горения топлива путем осуществления предварительного перемешивания топлива с воздухом во фронтовом устройстве и исключения подачи охлаждающего воздуха в зону горения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19)	RU	(11)	2158880	(13)	C2
	(51)  МПК ^7     F23R3/16
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.06.2011 - прекратил действие

(21), (22) Заявка: 98116886/06 begin_of_the_skype_highlighting              98116886/06      end_of_the_skype_highlighting, 08.09.1998 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 08.09.1998 (45) Опубликовано: 10.11.2000 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 94022720 A1, 20.06.1996. RU 94016774 A1, 20.01.1996. EP 0488766 A1, 03.06.1992. EP 0281961 A1, 14.09.1988. EP 0312620 A1, 26.04.1989. EP 0088933 A1, 21.09.1983. Адрес для переписки: 355021, г.Ставрополь, ул. Ленина 320, СВАИУ ПВО, научно-исследовательский отдел

(71) Заявитель(и): Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им. маршала авиации В.А. Судца (72) Автор(ы): Буга А.Л., Маяцкий С.А., Вовк А.В., Афонин А.А. (73) Патентообладатель(и): Ставропольское высшее авиационное инженерное училище ПВО им. маршала авиации В.А. Судца

(54) КАМЕРА СГОРАНИЯ ГТД АДАПТИВНОГО ТИПА

(57) Реферат:

Камера сгорания ГТД адаптивного типа состоит из корпуса и размещенной в нем жаровой трубы, состоящей из передней и задней частей и отверстия для подвода вторичного воздуха. Передняя часть имеет одинаковое число отдельных продольных сегментов, шарнирно соединенных с фронтовым устройством, и проставок, размещенных между

сегментами и соединенных с последними направляющими с возможностью взаимного перемещения в окружном направлении. Климатическое соединение сегментов с приводом выполнено в виде соединенных с последним синхронизирующих колец с проушинами, жестко соединенных на сегментах кронштейнов с профилированными направляющими и роликов, размещенных в направляющих кронштейнов и закрепленных в проушинах. Сегменты и проставки задней части подвижно закреплены на изоградиентных штырях, приваренных к неподвижному газосборнику, и обеспечивают продольное перемещение жаровой трубы, для чего на конце сегментов и проставок задней части выполнены направляющие сегменты и проставки передней и задней части шарнирно соединены между собой. Изобретение позволяет улучшить полноту сгорания топлива, уменьшить его удельный расход и увеличить тягу двигателя. 6 ил.

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19)	RU	(11)	2414649	(13)	C2
	(51)  МПК F23R3/34   (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.06.2011 - действует

(21), (22) Заявка: 2009116298/06, 30.04.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.04.2009 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 30.04.2009 (43) Дата публикации заявки: 10.11.2010 (45) Опубликовано: 20.03.2011 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 64324 U1, 27.09.2007. DE 2937631 A1, 02.04.1981. EP 049625 A1, 24.06.1992. EP 0501877 A1, 02.09.1992. WO 96/027766 A1, 12.09.1998. GB 2098720 А, 24.11.1982. SU 1166568 А, 10.12.2005. Адрес для переписки: 127018, Москва, 3-й пр-д Марьиной рощи, 40, ФГУП "НПО "ТЕХНОМАШ", отд.701, А.В. Корнилову

(72) Автор(ы): Моисеев Валерий Андреевич (RU), Шлейников Николай Вячеславович (RU), Бурцев Геннадий Николаевич (RU), Рунько Виктор Викторович (RU), Клокотов Юрий Николаевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (RU)

(54) КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

(57) Реферат:Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в составе газотурбинного двигателя в газотурбинных установках, предназначенных для получения электрической и/или тепловой энергии. Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, в котором установлена жаровая труба с отверстиями для пропускания воздуха и с завихрителем на входе, форсунка для подачи топлива в зону горения. В корпусе камеры сгорания соосно первой установлена вторая жаровая труба, на входе которой установлен завихритель, причем камера сгорания оснащена насадками и форсунками для подачи топлива в полость второй жаровой трубы. Во второй жаровой трубе выполнены отверстия для пропускания воздуха в ее полость. При этом камера сгорания

снабжена газосборником, размещенным в корпусе, состыкованном с корпусом камеры сгорания. Полости камеры сгорания и корпуса газосборника изолированы друг от друга. Корпус газосборника оснащен патрубками для прохода через полость воздуха, подаваемого из-за компрессора в теплообменник, а камера сгорания оснащена патрубками для подвода воздуха от теплообменника в полость камеры сгорания, при этом газосборник имеет тороидальную улиточную форму. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19)	RU	(11)	2406035	(13)	C1
	(51)  МПК F23R3/60   (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.06.2011 - действует

(21), (22) Заявка: 2009125853/06, 06.07.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 06.07.2009 (45) Опубликовано: 10.12.2010 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2120558 C1, 20.10.1998. RU 2173719 C2, 20.09.2001. RU 2161756 C2, 10.01.2001. EP 0497519 A1, 05.08.1992. FR 2897417 A1, 17.08.2007. DE 19809568 A1, 19.08.1999. Адрес для переписки: 614990, г.Пермь, Комсомольский пр-кт, 93, ГСП, ОАО "Авиадвигатель", отдел защиты интеллектуальной собственности

(72) Автор(ы): Хрящиков Михаил Сергеевич (RU), Пеков Ахиллей Периклович (RU) (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

(54) КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

(57) Реферат:

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружный корпус и съемный кожух. Кожух выполнен из не менее трех частей с продольными разъемами. Разъемы равномерно расположены по окружности. Как минимум один из двух кольцевых фланцев кожуха выполнен конической формы сопрягаемой поверхности. Изобретение позволяет уменьшить неравномерность деформации корпуса при работе, повысить герметичность фланцевых соединений, облегчить демонтаж частей корпуса без разборки двигателя с сохранением достаточной жесткости корпуса. 2 ил.

РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19)	RU	(11)	2387855	(13)	C2
	(51)  МПК F02C9/00   (2006.01)
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.06.2011 - действует

(21), (22) Заявка: 2008121034/06, 26.05.2008 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.05.2008 (43) Дата публикации заявки: 10.12.2009 (45) Опубликовано: 27.04.2010 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: SU 1642812 A1, 15.05.1994. SU 1625095 A1, 15.06.1994. RU 2308605 C2, 20.10.2007. RU 2319025 C1, 10.03.2008. US 6568166 B2, 27.06.2002. GB 2228977 A, 12.09.1990. Адрес для переписки: 614990, г.Пермь, ГСП, ул. Куйбышева, 140А, ОАО "СТАР"

(72) Автор(ы): Дудкин Юрий Петрович (RU), Гладких Виктор Александрович (RU), Фомин Геннадий Викторович (RU) (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "СТАР" (RU)

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно формируют контрольное значение параметра по отказавшему каналу измерения: для параметров, характеризующих работу ГТД, формируют расчетное значение параметра по известным зависимостям с использованием показаний исправных каналов измерения, для параметров воздушного потока на входе в двигатель используют замеры, поступившие из самолетной системы измерения, сравнивают контрольное и измеренное значения параметра, для того датчика, у которого разница между контрольным и измеренным значениями больше, формируют сигнал «Отказ первого датчика», снимают сигнал «Отказ измерения параметра», переводят управление двигателем на электронный регулятор и продолжают управление двигателем с использованием показаний второго датчика.

Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.

Приложение А

Чертеж в системе «Компас»

Форсажная камера двигателя РД-33

1 – промежуточный корпус; 2 – диффузор; 3 –экран диффузора; 4- секторные радиально-кольцевые стабилизаторы пламени; 5 – тяги крепления фронтового устройства.

Список использованной литературы

1. А.А.Иноземцев, В.Л. Сандрацкий Газотурбинные двигатели, ОАО «Авиадвигатель», г.П., 2006. 1204 с.

2. Холщевников К. В., Емин О. Н., Митрохин В. Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели». 2-е изд., перераб. и доп. –М.: Машиностроение, 1986. 432 с.