Патенты автора АНТЮН Серж Луи (FR)
Устройство центровки и направления во вращении вала газотурбинного двигателя включает опорный подшипник качения, содержащий наружное кольцо, опору подшипника, окружающую наружное кольцо, обойму, установленную между наружным кольцом и опорой подшипника, средства соединения наружного кольца с опорой подшипника и средства удержания наружного кольца в осевом направлении. Средства соединения наружного кольца с опорой подшипника содержат кольцевой крепежный фланец, установленный на опоре подшипника, и упругодеформирующиеся средства, соединяющие наружное кольцо с крепежным фланцем. Средства удержания наружного кольца в осевом направлении обеспечивают удержание наружного кольца в случае разрыва упругодеформирующихся средств. Средства удержания содержат первые средства и элемент удержания. Первые средства отделены от обоймы и имеют радиально внутреннюю часть, заходящую в выемку, выполненную в радиально наружной поверхности наружного кольца, и радиально наружную часть, выступающую радиально наружу относительно радиально наружной поверхности наружного кольца. При этом в случае разрыва упругодеформирующихся средств крепежный фланец препятствует осевому перемещению радиально наружной части первых средств в первом направлении, ориентированном в направлении упругодеформирующихся средств, а опора подшипника препятствует осевому перемещению радиально наружной части первых средств во втором направлении, противоположном первому направлению. Элемент удержания отделен от обоймы и расположен в осевом направлении напротив радиально наружной части первых средств, образуя упор, препятствующий осевому перемещению первых средств в первом направлении. Другое изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанное выше устройство. При сборке указанного выше устройства первые средства перемещают в радиальном направлении снаружи внутрь относительно оси вращения наружного кольца таким образом, чтобы вставить указанную радиально внутреннюю часть первых средств в соответствующую выемку, выполненную в наружном кольце, и получить таким образом второй прочный узел, содержащий наружное кольцо, средства соединения, элемент удержания и первые средства. Затем второй прочный узел перемещают относительно первого прочного узла, состоящего из опоры подшипника и предварительно установленной на ней обоймы, пока наружное кольцо не окажется охваченным опорой подшипника. После чего крепежный фланец закрепляют на опоре подшипника. Группа изобретений позволяет обеспечить удержание наружного кольца подшипника в обоих направлениях вдоль оси в случае разрыва упругодеформирующихся средств. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к соединительному модулю (18), расположенному между приводным валом (8) вентилятора авиационного двигателя и подшипником (12b) качения, при этом модуль включает в себя внутренний конструктивный элемент (26), прикрепленный к валу (8) и имеющий ограждающий элемент (32), и наружный конструктивный элемент (46), который прикреплен к подшипнику (12b) и опирается в радиальном направлении на средства (42), установленные на внутреннем конструктивном элементе (26), и ограничивает дорожку (48) качения, которая является комплементарной по отношению к ограждающему элементу (32) для образования вместе с ним шарового соединения (50), удерживаемого в заблокированном состоянии посредством блокирующего приспособления (34), установленного на внутреннем конструктивном элементе и выступающего в радиальном направлении наружу от ограждающего элемента (32), при этом средства, образующие механический предохранитель (37), образуют соединение между приспособлением и ограждающим элементом (32), так что шаровое соединение разблокируется после разрушения данных средств. В соответствии с изобретением радиальные опорные средства (42) добавлены к приспособлению (34). Достигается то, что когда шаровое соединение разблокируется за счет разрушения средств, образующих механический предохранитель, данное шаровое соединение может функционировать оптимальным образом без отрицательного воздействия на него, вызываемого наличием значительных сил сопротивления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
Конструкция для авиационного турбореактивного двигателя содержит подшипник качения, опору подшипника, вкладыш между наружным кольцом подшипника и опорой, а также средства соединения наружного кольца с опорой и средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца. Средства соединения наружного кольца с опорой содержат крепежный фланец, установленный на опоре, и гибкие соединительные средства, закрепленные на наружном кольце и на крепежном фланце. Средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца, содержат первые и вторые упорные средства. Первые упорные средства соединены с вкладышем и выполнены с возможностью его осевого удержания относительно опоры в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства соединены с вкладышем и выполненные с возможностью осевого удержания наружного кольца относительно вкладыша в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства выполнены в виде штифтов, отстоящих в окружном направлении друг от друга и заходящих, каждый, в гнездовое отверстие, выполненное во вкладыше. Штифты содержат радиально внутренний конец, находящийся в кольцевом пазу, выполненным на наружном кольце подшипника и содержащем множество сквозных радиальных проходных отверстий, выходящих в дно кольцевого паза. Каждый из штифтов расположен радиально напротив сплошной части дна кольцевого паза. При монтаже указанной конструкции наружное кольцо вставляют во вкладыш таким образом, чтобы совместить в радиальном направлении каждое из проходных отверстий, выполненных в кольце, с гнездовым отверстием для штифта, выполненным во вкладыше. Штифты вставляют в гнездовые отверстия через проходные отверстия таким образом, чтобы радиально внутренний конец каждого штифта зашел в кольцевой паз наружного кольца. Наружное кольцо поворачивают таким образом, чтобы каждый штифт оказался в радиальном направлении напротив сплошной части дна упомянутого кольцевого паза, и устанавливают крепежный фланец на опору подшипника. Другое изобретение группы относится к авиационному турбореактивному двигателю, содержащему указанную выше конструкцию. Группа изобретений позволяет снизить габариты и массу подшипниковой опоры турбореактивного двигателя. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.
Охлаждаемая турбинная лопатка для турбомашины содержит лопасть, установленную на платформе, которая расположена на ножке. Лопасть является полой с одной или несколькими полостями для циркуляции охлаждающего воздуха. Полость, размещенная вдоль задней кромки, питается охлаждающим воздухом от питающего канала, выполненного в виде колена внутри ножки и связывающего воздушный вход, расположенный в нижней части ножки, с полостью задней кромки. Канал содержит на оси, по существу, радиальной относительно впускного отверстия, нишу, расположенную под платформой и имеющую форму колокола. Ниша содержит в вершине обеспыливающее отверстие, пересекающее платформу, и ограничена внутри ножки закрывающими ее по бокам стенками, расположенными, по существу, радиально от платформы. Изобретение направлено на сохранение целостности лопатки посредством удаления пыли из охлаждающей среды, а также на оптимизацию использования обеспыливающего воздуха в охлаждении лопатки. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к уплотнению, применяемому в турбомашинах между аэродинамическим каналом, по которому проходят горячие газы, и объемом, в который подается охлаждающий воздух, например, для охлаждения соплового аппарата
