Узел соединения валов двухвального газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F02C7 - Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам F02C 1/00-F02C 6/00 или представляющие интерес независимо от них; воздухозаборники реактивных двигательных установок (управление F02C 9/00)

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для соединения валов ротора и статора турбины в статическом положении. Изобретение позволяет уменьшить несоосность. Узел соединения валов газогенератора двухвального газотурбинного двигателя содержит промежуточный вал 1, соединенный передним концом с валом 2 ротора компрессора, а задним концом посредством шлицевой муфты 3 с валом 4 ротора турбины, на конце которого выполнена кольцевая проточка. Внутри промежуточного вала 1 установлено наружное сферическое кольцо 5, к которому наружным буртом резьбовой втулки 6, ввернутой в вал 4 ротора турбины, прижато внутреннее сферическое кольцо 7. Новым в устройстве является выполнение цилиндрического центрирующего буртика 8 на наружном сферическом кольце 5. Буртик 8 размещен в кольцевой проточке вала 4 и установлен над резьбовой втулкой 6 с посадкой по внутренней поверхности вала 4. Выполнение буртика 8 на наружном сферическом кольце 5 позволяет сохранить радиальные зазоры между ротором и статором турбины, отрегулированных при сборке двигателя, за счет уменьшения радиальных зазоров в шлицевом соединении вала 4. 2 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к узлам для соединения валов. Целью изобретения является уменьшение несоосности ротора и статора турбины в статическом положении. На фиг. 1 изображена схема установки ротора турбины высокого давления двухвального газотурбинного двигателя; на фиг. 2 представлен продольный разрез узла. Узел соединения валов содержит промежуточный вал 1, соединенный передним концом с валом 2 ротора компрессора, а задним концом сочлененный шлицевой муфтой 3 с валом 4 ротора турбины, имеющим кольцевую проточку. Внутри промежуточного вала 1 установлено наружное сферическое кольцо 5, к которому наружным буртом резьбовой втулки 6, ввернутой в вал 4 ротора турбины, прижато внутреннее сферическое кольцо 7. В узле дополнительно на наружном сферическом кольце 5 выполнен удлиненный цилиндрический центрирующий буртик 8, размещенный в кольцевой проточке вала 4 и установленный над резьбовой втулкой 6, с посадкой по внутренней поверхности вала 4. Узел соединения валов работает следующим образом. При сборке двигателя вал 4 ротора турбины устанавливается концентрично промежуточному валу 1 (и жестко связанному с ним валу 2 ротора компрессора) при помощи центрирующего буртика 9 на наружном сферическом кольце 5. Гарантированный зазор ₁ между наружной поверхностью буртика 8 и внутренней поверхностью вала 4, а также зазор ₂ между посадочными поверхностями вала 10 и наружного сферического кольца 5 обеспечивают необходимую точность концентричности валов при сборке и исключают задевание ротора о статор при выбеге ротора или при запуске двигателя. В то же время зазор ₁ позволяет при работе двигателя на режиме валу 4 ротора турбины перекашиваться относительно промежуточного вала 1 без деформации силовых элементов конструкции. Использование данного устройства для соединения валов обеспечивает концентричность ротора и статора турбины высокого давления двухвального газотурбинного двигателя как при сборке, так и при работе двигателя. Это гарантирует сохранение радиальных зазоров между ротором и статором турбины, отрегулированных при сборке двигателя. (56) Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-ЗОКУ. Техническое описание. М. : Машиностроение, 1975, рис. 75. Авторское свидетельство СССР N 187458, кл. F 16 D 3/20, 1966.

Формула изобретения

УЗЕЛ СОЕДИНЕНИЯ ВАЛОВ ДВУХВАЛЬНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащий промежуточный вал, соединенный одним концом с валом компрессора, а другим концом посредством шлицевой муфты с валом турбины, имеющим на своем конце кольцевую проточку, установленную внутри промежуточного вала наружное сферическое кольцо, резьбовую втулку, ввернутую в вал турбины и контактирующую посредством наружного бурта с внутренним сферическим кольцом, отличающийся тем, что, с целью уменьшения несоосности ротора и статора турбины в статическом положении, на наружном сферическом кольце выполнен цилиндрический центрирующий буртик, размещенный в кольцевой проточке вала турбины и установленный над резьбовой втулкой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

QB4A Государственная регистрация договора о распоряжении исключительным правом

Дата и номер государственной регистрации договора: 25.09.2000 № 11252

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), предоставляющее(ие) право использования: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: ОАО "Пермский моторный завод" (RU)

Условия договора: НИЛ, Срок действия: 13.11.2017 Территория действия: РФ

Дата публикации: 27.10.2011

Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности к контактным газопаровым установкам с котлом-утилизатором, и позволяет повысить экономичность и пропускную способность соплового аппарата турбин

Способ обработки топливного газа и устройство для его осуществления // 1550199

Способ подачи топливного газа в камеру сгорания газотурбинной установки // 1550198

Система двухпоточного охлаждения ротора турбины газотурбинного двигателя // 1515828

Устройство управления газотурбинной установкой // 1503418

Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя // 1492862

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к фронтовым устройствам камер сгорания газотурбинных двигателей Целью изобретения является повышение устойчивости горения на режимах дросселирования при горизонтальном расположении камеры сгорания

Способ охлаждения и вентиляции отсека газотурбинного двигателя газоперекачивающего агрегата // 1490311

Изобретение относится к турбостроению и позволяет повысить экономичность способа охлаждения

Устройство защиты газотурбинного двигателя // 1487590

Способ запуска газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления // 1482289

Воздухозаборник силовой установки летательного аппарата // 1482087

Узел крепления жаровой трубы камеры сгорания // 2101529

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выполнению камеры сгорания

Способ предотвращения коксования масла в опоре турбины газотурбинного двигателя, работающего в составе газоперекачивающего агрегата, либо энергоустановки для привода электрогенератора // 2105177

Газотурбинный двигатель // 2106507

Изобретение относится к лопаточным машинам газотурбинных двигателей, например к турбинам, и может найти применение в авиадвигателестроении, в том числе при наземном применении двигателей

Редуктор газотурбинного двигателя // 2106508

Конденсаторная система зажигания для газотурбинных двигателей // 2106518

Топливная форсунка с воздушным распылом для газотурбинного двигателя // 2107177

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания

Газотурбинная установка (ее вариант) // 2107178

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано для тепловой и химической обработки помещений, оборудования и других объектов народного хозяйства рабочим телом (продуктами сгорания углеводородного топлива в воздухе), вырабатываемым установкой в виде горячего газа (продукты сгорания, охлажденные воздухом)

Устройство для управления воздушным стартером // 2109971

Способ пуска и газоснабжения энергетической газотурбинной установки // 2111370

Способ подачи топлива в двигатели самолета при отказе одного из них и/или топливопровода и система для его осуществления // 2112151

Изобретение относится к топливным системам многодвигательных самолетов, использующих криогенное топливо