Канал вентилятора для газотурбинного двигателя



Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя
Канал вентилятора для газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2452865:

СНЕКМА (FR)

Канал вентилятора газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и наружную цилиндрические стенки, расположенные коаксиально. Стенки предназначены для крепления одним концом на промежуточном картере газотурбинного двигателя и для соединения другим концом с задним картером газотурбинного двигателя. Внутренняя цилиндрическая стенка выполнена из съемных панелей. Съемные панели закреплены на каркасе. Каркас содержит переднюю кольцевую конструкцию, заднюю кольцевую конструкцию и продольные элементы для соединения этих конструкций. Наружная цилиндрическая стенка содержит отверстия, закрываемые съемными панелями, закрепленными на единой крепежной конструкции. Отверстия имеют размеры, обеспечивающие прохождение панелей внутренней стенки и монтаж и демонтаж этих панелей на каркасе внутренней стенки. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанный выше канал. При монтаже указанного канала закрепляют переднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки на фланце промежуточного картера, затем на фланце заднего картера закрепляют заднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки и эти конструкции соединяют продольными соединительными элементами; устанавливают единую крепежную конструкцию наружной стенки, передний конец этой конструкции закрепляют на кольцевом фланце промежуточного картера; монтируют магистрали и кронштейны; устанавливают и закрепляют кольцо, содержащее тяги соединения с задним картером, затем устанавливают на место и закрепляют листовые панели капотов; устанавливают и закрепляют панели внутренней стенки, затем устанавливают на место и закрепляют панели наружной стенки. Изобретение позволяет упростить операции монтажа и демонтажа канала вентилятора газотурбинного двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение касается канала вентилятора для газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель.

Канал вентилятора газотурбинного двигателя является частью гондолы и расположен вокруг двигателя между вентилятором и реактивным соплом.

Он содержит две по существу цилиндрические стенки, расположенные одна внутри другой и ограничивающие между собой кольцевое пространство для прохождения части воздуха, всасываемого вентилятором, называемой холодным потоком или вторичным потоком. Другая часть воздуха, всасываемого вентилятором, проходит в газотурбинный двигатель, который от входа к выходу содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, и образует горячий поток или первичный поток.

Внутренняя стенка канала своим передним концом закреплена на промежуточном картере газотурбинного двигателя, а задним концом соединена с задним картером. Она выполнена с возможностью охвата двигателя на небольшом радиальном расстоянии от него и может иметь бочкообразную форму, когда в двигателе используют центробежный компрессор.

Наружная стенка канала своим передним концом закреплена на промежуточном картере и своим задним концом - на реверсоре тяги, который установлен вокруг заднего картера. Задний конец наружной стенки соединен также с задним картером при помощи средств крепления и центрирован.

В предшествующем уровне техники внутренняя стенка канала содержит отверстия доступа к оборудованию, в частности, такому как топливные форсунки и приводы управления лопатками с изменяющимся углом установки, которые установлены на корпусе газотурбинного двигателя внутри внутренней стенки. Что касается наружной стенки, то она содержит отверстия для прокладки магистралей, которые проходят в кронштейнах, установленных, по существу, в радиальном направлении между внутренней и наружной стенками канала. Отверстия внутренней стенки канала закрываются панелями, закрепленными при помощи разъемного соединения.

Наружная стенка может содержать шарнирно установленные капоты, которые можно открыть для осмотра или обслуживания, или люки, закрытые панелями, установленными на болтах, в частности, когда двигатель крепят на фюзеляже самолета.

Операции монтажа канала вентилятора на двигателе являются длительными и сложными так же, как и операции обслуживания, которые могут потребовать более или менее сложного демонтажа канала вентилятора или двигателя.

Технической задачей настоящего изобретения является создание канала вентилятора для газотурбинного двигателя, который обеспечит простое, эффективное и экономичное решение указанных проблем.

Поставленная задача решена путем создания канала вентилятора для газотурбинного двигателя, содержащего две коаксиальные цилиндрические стенки, соответственно внутреннюю и наружную, предназначенные для крепления одним концом на промежуточном картере газотурбинного двигателя и для соединения другим концом с задним картером газотурбинного двигателя, и характеризующегося тем, что для облегчения монтажа канала и обеспечения доступа к оборудованию, установленному на корпусе газотурбинного двигателя, внутреннюю цилиндрическую стенку выполняют из съемных панелей, закрепленных на каркасе, содержащем переднюю кольцевую конструкцию, заднюю кольцевую конструкцию и продольные элементы соединения этих конструкций, при этом наружная цилиндрическая стенка содержит отверстия, закрываемые съемными панелями, закрепленными на единой крепежной конструкции, и имеющие размеры, обеспечивающие прохождение панелей внутренней стенки и монтаж и демонтаж этих панелей на каркасе внутренней стенки.

Согласно изобретению, детали, составляющие каркас внутренней стенки, можно устанавливать на место и соединять друг с другом и с корпусом газотурбинного двигателя таким образом, чтобы они максимально повторяли форму этого корпуса. Конструкцию крепления наружной стенки предпочтительно выполняют жесткой и единой, чтобы обеспечить передачу усилий между газотурбинным двигателем и самолетом, оборудованным таким газотурбинным двигателем, и чтобы облегчить монтаж этой стенки.

Съемные панели внутренней стенки канала могут проходить через отверстия наружной стенки, чтобы их можно было извлекать, не демонтируя крепежной конструкции наружной стенки канала вентилятора. Операции обслуживания оборудования, находящегося внутри внутренней стенки, оказываются более простыми и более быстрыми, так как их осуществляют непосредственно через отверстия наружной стенки. Их выполнение требует относительно короткого времени стоянки самолета, оборудованного газотурбинным двигателем.

В предпочтительном варианте выполнения настоящего изобретения конструкция крепления наружной стенки содержит переднее и заднее кольца, жестко соединенные продольными стойками, ограничивающими между собой вышеуказанные отверстия и выполненными, например, в количестве четырех и отстоящими друг от друга на 90° вокруг продольной оси наружной стенки. По меньшей мере, некоторые из этих стоек могут содержать отверстия для монтажа кронштейнов, предназначенных для прокладки магистралей, таких как трубопроводы для текучей среды и электрические кабели.

Предпочтительно наружная стенка содержит другое заднее кольцо, закрепленное на крепежной конструкции и содержащее тяги соединения с задним катером газотурбинного двигателя. Тяги обеспечивают крепление и центровку двигателя и способствуют осевому и радиальному расширению заднего картера во время работы.

Внутренняя стенка канала вентилятора не является деталью передачи усилий, и ее каркас и съемные панели выполнены, например, из листового металла. Съемные панели внутренней стенки по существу установлены на одной линии с отверстиями наружной стенки для облегчения операций обслуживания оборудования, установленного на корпусе газотурбинного двигателя. Продольные элементы соединения каркаса внутренней стенки содержат отверстия для монтажа кронштейнов для прокладки магистралей, при этом отверстия находятся на одной линии в радиальном направлении с соответствующими отверстиями стоек наружной стенки.

Объектом настоящего изобретения является также авиационный газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что содержит описанный выше канал вентилятора.

Предпочтительно передний и задний концы внутренней и наружной стенок канала закреплены на кольцевых фланцах промежуточного картера газотурбинного двигателя, и задний конец внутренней стенки закреплен на переднем фланце заднего картера при помощи радиальных частей, оставляющих кольцевое пространство вентиляции вокруг заднего картера. Задний конец наружной стенки соединен с задним картером при помощи тяг, обеспечивающих осевое и радиальное расширение картера во время работы. Задний конец наружной стенки может быть также закреплен на переднем конце реверсора тяги, выполненного вокруг заднего картера.

Объектом настоящего изобретения является также способ монтажа описанного выше канала вентилятора в газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель, при этом способ содержит следующие этапы

на фланце промежуточного картера закрепляют переднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки, затем на фланце заднего картера закрепляют заднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки, указанные конструкции соединяют продольными соединительными элементами,

затем устанавливают единую крепежную конструкцию наружной стенки путем осевого поступательного перемещения от выхода ко входу и передний конец этой конструкции закрепляют на кольцевом фланце промежуточного картера,

в соответствующих отверстиях внутренней и наружной стенок монтируют магистрали и кронштейны для их прокладки,

на заднем конце наружной стенки устанавливают и крепят кольцо, содержащее тяги соединения с задним картером, затем вокруг тяг на заднем конце внутренней стенки устанавливают на место и крепят листовые панели капотов,

путем введения через отверстия наружной стенки устанавливают и затем крепят панели внутренней стенки, затем устанавливают на место и крепят панели наружной стенки.

Другие детали, отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает продольный осевой полуразрез двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего канал вентилятора, согласно предшествующему уровню техники;

Фиг.2 - общий вид в разборе наружной цилиндрической стенки канала вентилятора, согласно изобретению;

Фиг.3 - общий вид в разборе внутренней цилиндрической стенки канала вентилятора, согласно изобретению;

Фиг.4 - общий вид каркаса внутренней стенки, показанной на фиг. 3;

Фиг. 5-10 - общие виды двухконтурного турбореактивного двигателя, где показаны этапы монтажа канала вентилятора, показанного на фиг. 2-4, на корпусе турбореактивного двигателя, согласно изобретению.

На фиг. 1 схематично показан известный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий от входа к выходу в направлении потока газов внутри турбореактивного двигателя вентилятор 10, компрессор 12, камеру 14 сгорания и турбины 16, при этом турбореактивный двигатель предназначен для крепления при помощи соответствующих средств под крылом самолета или на задней части фюзеляжа самолета.

Вентилятор 10 содержит множество лопаток 18, закрепленных своими радиально внутренними концами на периферии диска 10 вентилятора турбореактивного двигателя, который, в свою очередь, закреплен на переднем конце вала (не показан) турбореактивного двигателя. Лопатки 18 вентилятора охвачены снаружи удерживающим картером, установленным на переднем конце гондолы 22 турбореактивного двигателя, имеющей по существу цилиндрическую форму и расположенную в сторону выхода вокруг компрессора 12, камеры 14 сгорания и турбин 16 турбореактивного двигателя.

Гондола 22 обеспечивает направление воздушного потока 24, входящего в турбореактивный двигатель. Часть 26 воздушного потока, образующая первичный поток или горячий поток, поступает в компрессор 12, последняя ступень которого является центробежной, затем смешивается с топливом и сгорает в камере 14 сгорания, а затем выбрасывается в турбины 16, поставляя энергию на лопатки ротора турбин и вращая вал компрессора и вентилятора.

Другая часть 28 воздушного потока, входящая в турбореактивный двигатель и образующая вторичный поток или холодный поток, проходит вокруг корпуса турбореактивного двигателя внутри промежуточного картера 30, затем внутри канала 32 вентилятора, используется для питания контуров вентиляции и охлаждения и для создания дополнительной тяги, которая добавляется к тяге, создаваемой рабочими газами, выбрасываемыми из турбин 16.

Промежуточный картер 30 содержит два коаксиальных цилиндрических кольца 34, 35, соответственно внутреннее и наружное, которые соединены между собой радиальными стойками или лопаточными профилями 36.

Канал 32 вентилятора образован двумя по существу цилиндрическими стенками 38, 40, расположенными коаксиально одна внутри другой и соединенными между собой трубчатыми радиальными кронштейнами 42, внутри которых проходят магистрали, такие как трубопроводы циркуляции текучей среды или электрические кабели.

Наружная стенка 40 канала вентилятора закреплена своим передним концом на заднем конце наружного кольца 35 промежуточного картера, а своим задним концом - на переднем конце реверсора тяги (не показан). Его внутренняя стенка 38 своим передним концом закреплена на заднем конце внутреннего кольца 34 промежуточного картера, а задним концом - на заднем картере 44, установленном на выходе турбин 16. Как и промежуточный картер 30, задний картер 44 содержит два коаксиальных цилиндрических кольца 46, 48, соответственно внутреннее и наружное, соединенных между собой радиальными лопаточными профилями 50.

Внутренняя стенка 38 канала содержит отверстия доступа к оборудованию, установленному на корпусе турбореактивного двигателя, такому как топливные форсунки 52, и приводы управления лопатками с изменяющимся углом установки, причем эти отверстия закрываются съемными панелями (не показаны).

В варианте выполнения настоящего изобретения, показанном на фиг. 2-4, наружная стенка 60 (фиг. 2) канала содержит единую и жесткую крепежную конструкцию 62, содержащую отверстия 64 большого размера, которые выполнены с возможностью перекрывания съемными панелями 66, а его внутренняя стенка 68 (фиг. 3 и 4) образована деталями из листового металла или композитного материала, соединяющимися друг с другом, образуя каркас 70, на котором разъемно закреплены панели 72.

Крепежная конструкция 62 наружной стенки выполнена по существу цилиндрической и содержит переднее 74 и заднее 76 кольца, жестко соединенные между собой при помощи стоек 78 удлиненной формы, расположенных параллельно продольной оси 80 наружной стенки, при этом стойки ограничивают между собой и вместе с кольцами 74, 76 отверстия 64 крепежной конструкции. В представленном примере выполнения стойки 78 выполнены в количестве четырех и равномерно распределены вокруг оси 80, ограничивая четыре по существу одинаковых отверстия 64.

Две диаметрально противоположные продольные стойки 78 содержат отверстия 81 для монтажа радиально наружных концов трубчатых радиальных кронштейнов (не показаны), предназначенных для прокладки магистралей.

Съемные панели 66 наружной стенки 60 закреплены винтами или болтами на крепежной конструкции 62 таким образом, чтобы их радиально внутренние стороны находились на том же уровне, что и внутренняя поверхность крепежной конструкции, для ограничения потерь напора вторичного потока.

Крепление крепежной конструкции 62 на промежуточном картере 30 и на реверсоре тяги и ее соединение с задним картером 44 будут подробнее описаны ниже со ссылками на фиг. 5-10. Крепежная конструкция является достаточно жесткой, чтобы во время работы, с одной стороны, выдерживать усилия, передаваемые от двигателя и реверсора тяги, и, с другой стороны, обеспечивать передачу усилий между турбореактивным двигателем и самолетом, оборудованным этим турбореактивным двигателем.

Сечение внутренней стенки 68 (фиг. 3 и 4) увеличивается от ее переднего конца к центральной части, находящейся на уровне центробежной ступени компрессора турбореактивного двигателя, затем уменьшается до ее заднего конца, при этом общая форма внутренней стенки является бочкообразной.

Каркас 70 внутренней стенки 68 канала образован двумя коаксиальными кольцевыми конструкциями 82, 84, соответственно передней и задней, которые соединены друг с другом при помощи элементов 86 удлиненной формы, которые расположены параллельно продольной оси 88 внутренней стенки. Эти элементы ограничивают между собой и вместе с кольцевыми конструкциями 82, 84 окна 90 доступа к указанному оборудованию, установленному на корпусе турбореактивного двигателя.

В представленном примере эти продольные элементы 86 выполнены в количестве четырех и равномерно распределены вокруг оси 88 внутренней стенки, образуя четыре по существу идентичных окна 90, которые должны располагаться по существу на одной линии в радиальном направлении с отверстиями 64 наружной стенки.

Два из продольных элементов 86 содержат отверстия 96, находящиеся на одной линии в радиальном направлении с отверстиями 81 наружной стенки для монтажа радиально внутренних концов радиальных кронштейнов для прокладки магистралей.

Внутренняя стенка 68 канала дополнительно содержит капот 94 в виде усеченного конуса, выполненный из листового металла или композитного материала и состоящий из трех секторов, передние концы которых закреплены на задней кольцевой конструкции 84 каркаса 70. На своем заднем конце капот 94 содержит радиальные вырезы 95 для прохода средств подвески заднего картера 44 на крепежной конструкции 62 наружной стенки.

Съемные панели 72 внутренней стенки 68 закреплены при помощи винтов или болтов или любой другой системы быстрого крепления на каркасе 70, и некоторые из них содержат отверстия 97 отбора воздуха из вторичного потока. Размеры панелей 72 таковы, чтобы их можно было демонтировать и снимать с внутренней стенки через отверстия 64 наружной стенки.

Как будет подробнее описано ниже, передняя кольцевая конструкция 82 предназначена для крепления на внутреннем кольце промежуточного картера 30, а задняя кольцевая конструкция содержит внутренние радиальные лапки 92 крепления на наружном кольце заднего картера 44. Лапки выполнены, например, в количестве трех и равномерно распределены вокруг оси 88 на расстоянии друг от друга, чтобы между ними мог проходить воздух, предназначенный для вентиляции заднего картера 44.

На фиг. 5-10 представлены этапы способа монтажа канала вентилятора в соответствии с настоящим изобретением на двухконтурном турбореактивном двигателе.

На первом этапе (фиг. 5), при помощи средств типа винт/гайка переднюю кольцевую конструкцию 82 внутренней стенки крепят на соответствующем кольцевом фланце внутреннего кольца 34 промежуточного картера 30, крепежные лапки 92 задней кольцевой конструкции 84 внутренней стенки крепят на соответствующих средствах, предусмотренных на наружном кольце 48 заднего картера 44, затем продольные соединительные элементы 86 концами крепят на передней конструкции 82 и на задней конструкции 84. Таким образом, каркас 70 внутренней стенки собирают и закрепляют на корпусе турбореактивного двигателя.

После этого, согласно способу на фиг. 6, крепежную конструкцию 62 наружной стенки устанавливают вокруг каркаса 70 внутренней стенки, перемещая ее в осевом направлении, начиная от выхода, вокруг каркаса внутренней стенки, затем при помощи болтов передний кольцевой фланец крепежной конструкции крепят на соответствующем кольцевом фланце наружного кольца 35 промежуточного картера 30.

Задний конец крепежной конструкции 62 крепят при помощи болтов на переднем конце реверсора тяги, схематично показанного пунктирной линией 99 на фиг. 7.

Задний конец крепежной конструкции 62 соединяют также с задним картером 44 при помощи тяг 98 передачи усилий. Тяги одним из концов закреплены на заднем картере 44, а другим концом соединены с кольцом 100, коаксиально закрепляемом на заднем конце крепежной конструкции 62. Во время работы тяги 98 обеспечивают крепление и центровку заднего картера и способствуют его осевому и радиальному расширению во время работы.

В представленном примере выполнения тяги в количестве шести находятся в одной и той же поперечной плоскости, соединены попарно, при этом радиально наружные концы тяг каждой пары находятся на окружном расстоянии друг от друга, меньшем, чем окружное расстояние между их радиально внутренними концами.

Трубчатые кронштейны 102 вводят в радиальном направлении снаружи в отверстия 81 и 96 наружной и внутренней стенок и крепят на этих стенках при помощи соответствующих средств. Внутри этих кронштейнов могут быть проложены магистрали 104.

После этого сектора капота 94 из листового материала крепят (фиг. 8) передними концами на задней кольцевой конструкции 84 каркаса 70 внутренней стенки таким образом, чтобы тяги 98 проходили через вырезы 95 капота.

Капот 94 охватывает снаружи переднюю часть смесителя 106, выполненного с возможностью смешивания газов, выходящих из турбин, вокруг хвостового конуса 108 с воздушным потоком, выходящим из канала вентилятора.

После этого устанавливают (фиг. 9) и крепят съемные панели 72 на каркасе 70 внутренней стенки таким образом, чтобы закрыть окна 90 этого каркаса, а затем (фиг. 10) съемными панелями 66 закрывают отверстия 64 крепежной конструкции 62.

Способ демонтажа канала вентилятора в соответствии с настоящим изобретением состоит в повторении вышеуказанных этапов в обратном порядке.

Для осуществления операций обслуживания оборудования, установленного на корпусе турбореактивного двигателя, такого в частности, как топливные форсунки 110 и приводы 112 управления лопатками с изменяющимся углом установки (фиг. 5), достаточно всего лишь демонтировать и снять панели 66 наружной стенки, затем демонтировать и извлечь панели 72 внутренней стенки через отверстия 64 наружной стенки.

1. Канал вентилятора для газотурбинного двигателя, содержащий две коаксиальные цилиндрические стенки, соответственно внутреннюю и наружную, предназначенные для крепления одним концом на промежуточном картере газотурбинного двигателя и для соединения другим концом с задним картером газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что для облегчения монтажа канала и обеспечения доступа к оборудованию, установленному на корпусе газотурбинного двигателя, внутренняя цилиндрическая стенка выполнена из съемных панелей, закрепленных на каркасе, содержащем переднюю кольцевую конструкцию, заднюю кольцевую конструкцию и продольные элементы для соединения этих конструкций, при этом наружная цилиндрическая стенка содержит отверстия, закрываемые съемными панелями, закрепленными на единой крепежной конструкции, имеющие размеры, обеспечивающие прохождение панелей внутренней стенки и монтаж и демонтаж этих панелей на каркасе внутренней стенки.

2. Канал вентилятора по п.1, отличающийся тем, что единая крепежная конструкция наружной стенки является жесткой конструкцией, служащей для передачи усилий между газотурбинным двигателем и самолетом, оборудованным этим газотурбинным двигателем.

3. Канал вентилятора по п.1, отличающийся тем, что каркас и панели внутренней стенки выполнены из листового металла.

4. Канал вентилятора по п.1, отличающийся тем, что крепежная конструкция наружной стенки содержит переднее и заднее кольца, жестко соединенные продольными стойками, ограничивающими между собой отверстия.

5. Канал вентилятора по п.4, отличающийся тем, что содержит четыре стойки, отстоящие друг от друга на 90° вокруг продольной оси наружной стенки.

6. Канал вентилятора по п.4, отличающийся тем, что, по меньшей мере, некоторые из стоек содержат отверстия для монтажа кронштейнов, предназначенных для прокладки магистралей.

7. Канал вентилятора по п.6, отличающийся тем, что продольные соединительные элементы внутренней стенки содержат отверстия для монтажа кронштейнов, находящиеся на одной линии в радиальном направлении с отверстиями стоек наружной стенки.

8. Канал вентилятора по п.1, отличающийся тем, что съемные панели внутренней стенки находятся на одной линии в радиальном направлении с отверстиями наружной стенки.

9. Канал вентилятора по п.1, отличающийся тем, что наружная стенка содержит заднее кольцо, закрепленное на крепежной конструкции и содержащее тяги соединения с задним картером газотурбинного двигателя.

10. Газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит канал вентилятора по п.1.

11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что передние концы внутренней и наружной стенок канала закреплены на кольцевых фланцах промежуточного картера газотурбинного двигателя, при этом задний конец внутренней стенки закреплен на переднем фланце заднего картера при помощи радиальных лапок, оставляющих кольцевое пространство вентиляции вокруг заднего картера.

12. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что задний конец наружной стенки соединен с задним картером при помощи тяг, способствующих осевому и радиальному расширению картера во время работы.

13. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что задний конец наружной стенки закреплен на реверсоре тяги, выполненном вокруг заднего картера.

14. Способ монтажа канала вентилятора по любому из пп.1-9 в газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель, заключающийся в том, что содержит следующие этапы: закрепляют переднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки на фланце промежуточного картера, затем на фланце заднего картера закрепляют заднюю кольцевую конструкцию внутренней стенки и эти конструкции соединяют продольными соединительными элементами, устанавливают единую крепежную конструкцию наружной стенки путем осевого поступательного перемещения от выхода к входу и передний конец этой конструкции закрепляют на кольцевом фланце промежуточного картера,
монтируют магистрали и кронштейны для их прокладки в соответствующих отверстиях внутренней и наружной стенок, устанавливают и закрепляют кольцо, содержащее тяги соединения с задним картером на заднем конце наружной стенки, затем вокруг тяг на заднем конце внутренней стенки устанавливают на место и закрепляют листовые панели капота,
устанавливают и затем закрепляют панели внутренней стенки путем введения через отверстия наружной стенки, затем устанавливают на место и закрепляют панели наружной стенки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к винтовентиляторным газотурбинным авиационным двигателям с задним расположением двухрядного винтовентилятора. .

Изобретение относится к винтовентиляторным двигателям с задним расположением двухрядного винтовентилятора. .
Изобретение относится к авиастроению, в частности к турбореактивным двухконтурным двигателям с форсажной камерой. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям. .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД)

Изобретение относится к области специальных испытаний авиационных газотурбинных двигателей, в частности, к устройствам для проведения наземных испытаний двигателя в составе летательного аппарата для измерения силы инфракрасного излучения в атмосферу от работающего двигателя

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит второе монтажное средство, сопрягаемое с первым монтажным средством для передачи крутящего момента от одного монтажного средства к другому. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя, обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первое и второе монтажные средства, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх