Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2536655:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками. На переднем хвостовике (12) вала (13) компрессора установлено зубчатое колесо (14) привода агрегатов. На зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов (2) упорный радиальный торец (16), а на корпусе приводов выполнена ответная торцу (16) опорная радиальная поверхность (17). Отношение минимального осевого расстояния H между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора к осевому расстоянию h между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов находится в пределах 1,1…3. Путем исключения поломок титановых лопаток компрессора в случае разрушения его радиально-упорного подшипника повышается надежность газотурбинного двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий входной корпус и компрессор, ротор которого установлен на переднем радиальном роликовом и на заднем шариковом радиально-упорном подшипниках (С.А. Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», стр.65, рис.3.9).

Недостатком известной конструкции является ее повышенный вес, так как рабочие и спрямляющие лопатки компрессора выполнены стальными.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, содержащий корпус приводов и расположенный за ним компрессор, передние по потоку воздуха спрямляющие и рабочие лопатки которого выполнены титановыми, а задние - стальными, при этом ротор компрессора установлен на переднем радиальном роликовом и заднем радиально-упорном шариковом подшипниках (патент RU №2324063, МПК: F02C 7/06, 7/047).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за лавинообразного разрушения лопаток компрессора и титанового пожара в случае разрушения радиально-упорного подшипника, в результате чего под действием газовых сил ротор компрессора смещается вперед, его передние титановые рабочие лопатки своими входными кромками касаются выходных кромок впереди стоящих титановых направляющих лопаток, что приведет к их взаимному износу и к поломке с большой вероятностью возникновения титанового пожара.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения поломок титановых лопаток компрессора в случае разрушения его радиально-упорного подшипника.

Указанный технический результат достигается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем корпус приводов с расположенным за ним ниже по потоку воздуха компрессором с передними по потоку спрямляющими и рабочими титановыми лопатками и с установленным на переднем хвостовике вала компрессора зубчатым колесом привода агрегатов, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, на зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов упорный радиальный торец, а на корпусе приводов выполнена ответная торцу опорная радиальная поверхность, причем отношение H/h=1,1…3, где

H - минимальное осевое расстояние между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора,

h - осевое расстояние между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов.

К современным газотурбинным двигателям предъявляется требование локализации обломков в случае поломки двигателя, т.е. продукты разрушения должны быть локализованы в пределах проточной части двигателя.

Рабочие и направляющие лопатки первых ступеней компрессора современных газотурбинных двигателей с целью понижения веса выполняются из сплава на основе титана, что может привести к возникновению пожара при поломке радиально-упорного подшипника компрессора и задевании титановых рабочих лопаток о титановые направляющие лопатки.

Выполнение на зубчатом колесе направленного к корпусу приводов упорного радиального торца, а на корпусе приводов - ответной торцу опорной радиальной поверхности позволяет ограничить осевое смещение под действием газовых сил ротора компрессора при поломке радиально-упорного шарикового подшипника, что позволяет исключить соприкосновение титановых рабочих лопаток компрессора первых ступеней о титановые направляющие лопатки, предотвращая тем самым возникновение титанового пожара компрессора.

При H/h<1,1 - снижается надежность газотурбинного двигателя из-за возможности касания титановых рабочих и направляющих лопаток при поломке радиально-упорного подшипника и возникновения титанового пожара.

При H/h>3 - излишне увеличиваются осевые габариты и вес компрессора.

Величина осевого расстояния h между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов выбирается из условия отсутствия их взаимного касания при работе газотурбинного двигателя при температурных деформациях ротора компрессора относительно статора.

С целью снижения веса направляющие и рабочие лопатки первых ступеней компрессора выполняются из титановых сплавов, однако из-за увеличения температуры воздуха в проточной части компрессора направляющие и рабочие лопатки последующих ступеней выполняются из никелевых сплавов, что исключает возникновение титанового пожара в случае касания этих рабочих и направляющих лопаток.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 включает в себя корпус приводов 2 и размещенный ниже по потоку воздуха 3 компрессор 4, ротор 5 которого установлен на переднем радиальном роликовом подшипнике 6 и на заднем радиально-упорном шариковом подшипнике 7. Передние по потоку воздуха 3 спрямляющие 8 и рабочие 9 лопатки компрессора 4 выполнены титановыми, а задние по потоку 3 спрямляющие 10 и рабочие 11 лопатки выполнены стальными. На переднем хвостовике 12 вала 13 ротора 5 установлено ведущее зубчатое колесо 14, находящееся в постоянном зацеплении с ведомой шестерней 15, установленной в корпусе приводов 2 и служащей для привода во вращение агрегатов (на чертеже не показано), установленных на корпусе приводов 2.

На зубчатом колесе 14 выполнен направленный к корпусу приводов 2 упорный торец 16, а на корпусе приводов 2 выполнена ответная торцу 16 опорная поверхность 17 с осевым зазором Н относительно торца 16.

В компрессоре 4 входная кромка 18 одной из титановых рабочих лопаток 19 расположена на минимальном осевом расстоянии h относительно выходной кромки 20 впереди расположенной титановой спрямляющей лопатки 21.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя 1 между упорным торцом 16 зубчатого колеса 14 и ответной ему опорной поверхностью 17 корпуса приводов 2 сохраняется на всех режимах работы гарантированный осевой зазор H. В случае поломки радиально-упорного шарикоподшипника 7, ротор 5 компрессора 4 под действием газовых сил сдвигается в сторону корпуса приводов 2 до упора торцом 16 зубчатого колеса 14 в опорную поверхность 17 корпуса приводов 2, при этом упорный торец 16 и опорная поверхность 17 работают как упорный подшипник скольжения, предотвращая, таким образом, задевание входными кромками 18 рабочих лопаток 19 о выходные кромки 20 спрямляющих лопаток 21, исключая лавинообразное разрушение лопаток 19 и 21 и титановый пожар, т.е. минимизируя последствия разрушения подшипника 7, что повышает надежность газотурбинного двигателя 1. В дальнейшем газотурбинный двигатель 1 выключается по сигналу, например, «стружка в масле».

Газотурбинный двигатель, включающий корпус приводов с расположенным за ним ниже по потоку воздуха компрессором с передними по потоку спрямляющими и рабочими титановыми лопатками и с установленным на переднем хвостовике вала компрессора зубчатым колесом привода агрегатов, отличающийся тем, что на зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов упорный радиальный торец, а на корпусе приводов выполнена ответная торцу опорная радиальная поверхность, причем отношение Н/h=1,1…3, где
Н - минимальное осевое расстояние между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора,
h - осевое расстояние между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов.



 

Похожие патенты:

Предлагаемое изобретение относится к втулке воздушного винта с лопастями с изменяемым углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем.

Изобретение относится к компрессорной рабочей лопатке (10) для компрессоров с осевым потоком предпочтительно стационарных газовых турбин. Предусмотрено, что для уменьшения потерь в радиальном зазоре средняя линия (32) расположенных на стороне вершины лопатки профилей (30) пера (12) компрессорной рабочей лопатки (10) имеет по меньшей мере две точки (36, 38) перегиба.

Настоящее изобретение относится к области очистки и сжатия воздуха, а именно к циркуляционному форсированному и вентиляционному воздушному компрессору. Циркуляционный форсированный и вентиляционный воздушный компрессор, включающий корпус компрессора и ротор, отличается тем, что ротор состоит из лопаточного колеса и ведущего вала; лопаточное колесо состоит из ступицы вала, диска лопаточного колеса и рабочих лопаток; лопаточное колесо соединено с диском лопаточного колеса с помощью хвостовиков рабочих лопаток и сформировано сложением множества ярусов перьев рабочих лопаток; воздушный канал выполнен между двумя смежными перьями рабочих лопаток и имеет вход воздушного канала и выход воздушного канала.

Направляющая лопатка компрессора или рабочая лопатка осевого компрессора с осевым направлением, радиальным направлением (R), ступицей компрессора и корпусом компрессора.

Изобретение относится к вентиляторостроению, а именно к осевым турбомашинам, и может быть использовано в осевых вентиляторах для проветривания шахт, рудников и метрополитенов.

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 компрессорам необъемного вытеснения и может быть использовано в конструкции осевых вентиляторов и вентиляторных контурах двухконтурных турбовентиляторных двигателей (ДТРД).

Изобретение относится к устройствам рабочих колес вентиляторов, в частности для гидравлического регулирования лопаток рабочего колеса осевого вентилятора, и обеспечивает регулирование лопаток таким образом, чтобы даже в случае исчезновения напряжения можно было удержать лопатки в их последнем перед этим положении до того момента, когда после переключения питания сети другой управляющий блок возьмет на себя функцию регулирования положения лопаток.

Турбинная установка содержит роторную машину (12, 14, 24) и балансировочный груз (78). Роторная машина содержит вращающийся компонент (62) с канавкой (76), имеющей основание (84) и пару наклонных сторон (86), сходящихся друг к другу в первом направлении (66) от основания (84) с образованием проема (92).

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, соединенный с валом компрессора болтовым соединением, и втулку, расположенную с внутренней стороны ступицы диска.

Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления.

Изобретение относится к области металлургии, а именно, к изготовлению сектора газотурбинного двигателя. Способ изготовления сектора колеса газотурбинного двигателя (11), содержащего лопатки (9), установленные в полках (7, 8) лопаток включает изготовление лопаток (9) отдельно от полок (7, 8) лопаток; приготовление смеси металлического порошка с термопластическим связующим материалом; впрыскивание смеси в литейную форму для получения заготовок полок (7, 8) лопаток; удаление связующего материала из заготовок полок (7, 8) лопаток; соединение лопаток (9) с заготовками полок (7, 8) лопаток путем установки лопаток (9) между внутренней (8) и внешней (7) полками лопаток.

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками.

Механизм содержит пару воздушных винтов противоположного вращения, турбину привода, соединенный с ней вал, неподвижный кожух, служащий опорой турбине посредством вала и двух подшипников, а также трансмиссию и втулку.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем.

Ротор с компенсатором дисбаланса содержит рабочее колесо ступени турбомашины и компенсатор дисбаланса колеса в виде балансировочного груза, выполненного в форме сегмента с круговыми внешней и внутренней поверхностями и стопорным элементом.

Вентилятор для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит входной конус газотурбинного двигателя, диск вентилятора, а также лопатки вентилятора, установленные на упомянутом диске, с которым они вращаются относительно оси вращения вентилятора.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины газотурбинного двигателя включает конический фланец диска, конический фланец вала и кольцевые фланцы лабиринтов, фиксируемые между собой при помощи болтовых соединений.

Предлагаемое изобретение относится к втулке воздушного винта с лопастями с изменяемым углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем.
Наверх