Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя



Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2550417:

ТУРБОМЕКА (FR)

Узел газотурбинного двигателя, включающего наружную конструкцию, охватывающую его подвижные части, и кожух, содержащий подшипник, состоит из опорной детали подшипника и из поддерживающей детали. Наружная конструкция и кожух соединены друг с другом опорной деталью. Поддерживающая деталь выполнена с возможностью крепления на наружной конструкции и образования упора для опорной детали. Опорная деталь содержит канал, по которому проходят газы двигателя, и соединительные детали, выполненные с возможностью крепления канала на наружной конструкции двигателя и на кожухе. Одна из соединительных деталей выполнена гибкой с возможностью обеспечения радиального смещения канала, при этом амплитуда радиального смещения ограничена ходом опорной детали до упора в поддерживающую деталь. Поддерживающая деталь содержит заднее удлинение, проходящее в продольном направлении в сторону выхода за пределы продольного удлинения канала, чтобы образовать кольцо для турбинного колеса газотурбинного двигателя. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше узел. Группа изобретений позволяет повысить срок службы узла опоры подшипника газотурбинного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей и, в частности, касается деталей, участвующих в поддержке подшипников их вращающихся валов.

Как правило, однокорпусные или многокорпусные газотурбинные двигатели содержат одну или несколько конструктивных деталей, называемых опорами подшипников и поддерживающих подшипник или подшипники, в которых вращаются валы этих корпусов. Такие детали могут также поддерживать силовой вал, вращаемый свободной турбиной в случае газотурбинного двигателя. В случае опор для задних подшипников они подвергаются относительно большим напряжениям термического происхождения. Действительно, они связаны с наружным картером двигателя при помощи фланца, который находится в холодной зоне, тогда как их центральная часть в виде канала, через которую проходят газы двигателя, находится, следовательно, в исключительно горячей зоне. Изнутри двигателя они связаны с совокупностью деталей, образующих кожух, в котором находятся опорные подшипники вращающихся валов. Сами эти кожухи находятся в относительно холодной зоне, так как ее обдувает воздух охлаждения двигателя и через нее проходит масло, смазывающее подшипники. Следовательно, необходимо учитывать радиальные дифференциальные смещения, которые могут возникать во время работы по причине этих температурных отклонений между различными частями, образующими эту опору.

Для этого опоры задних подшипников обычно выполняют в виде кольцевого канала, через который проходят конструктивные стойки, по которому циркулируют газы и который продолжен наружу и внутрь двумя частями сложной геометрической формы, называемыми скрепками. Эти скрепки позволяют связать жесткую центральную часть, в которой установлен подшипник, с наружной частью, одновременно обеспечивая радиальные смещения, вызываемые температурными перепадами. В известных технических решениях эти скрепки являются осесимметричными или частично ажурными для повышения их гибкости, обеспечивая при этом достаточную жесткость для подшипника.

Действительно, в частном случае конструкции, включающей в себя опору заднего подшипника, при проектировании этого подшипника ставятся две задачи: во-первых, необходимо обеспечить достаточную жесткость, чтобы контролировать размерность линии вала и ограничивать смещения роторов при воздействии фактора нагрузки (то есть когда газотурбинный двигатель подвергается ускорениям, поперечным к его оси вращения), и, во-вторых, за счет соответствующего расчета размеров внутренних и наружных скрепок обеспечить достаточную гибкость опоре подшипника, чтобы увеличить срок службы детали.

Эта деталь, выполняемая посредством литья или механической обработки и сварки, является сложной и, следовательно, дорогой в изготовлении; кроме того, обеспечение ее механической надежности в ходе эксплуатации может потребовать существенных дополнительных затрат, либо связанных с многочисленными ремонтными работами, либо с преждевременной выбраковкой. Для увеличения срока службы необходимо спроектировать такую деталь, которая сохраняет максимальную гибкость на уровне своих скрепок и обеспечивает при этом достаточную жесткость узла, чтобы сохранять линейность поддерживаемого ею вала.

Примеры реализации таких деталей приведены в патентных заявках GB 952774 или FR 1346653, однако их выполняют путем добавления специальных деталей, единственной функцией которых является обеспечение гибкости. Они не предназначены для интенсивного интегрирования в систему подвижных частей турбины.

Эту задачу ставит перед собой настоящее изобретение, призванное предложить опору заднего подшипника с увеличенным сроком службы, которая обеспечивает устойчивое удержание подшипников поддерживаемого ею вращающегося вала и выполнение которой требует минимального количества деталей в турбинном модуле. Турбинный модуль является набором деталей, включающих в себя, по меньшей мере, одно турбинное колесо и связанных между собой таким образом, чтобы образовать автономный узел газотурбинного двигателя; этот узел можно, таким образом, соединить с другими модулями или отсоединить от газотурбинного двигателя как единую и механически автономную деталь.

В связи с этим объектом изобретения является узел, состоящий из опорной детали, по меньшей мере, для одного подшипника вала газотурбинного двигателя, при этом упомянутый газотурбинный двигатель содержит наружную конструкцию, охватывающую его подвижные части, и кожух, содержащий упомянутый подшипник, причем эти два элемента предназначены для соединения друг с другом при помощи упомянутой опорной детали, и из поддерживающей детали, выполненной с возможностью крепления на наружной конструкции газотурбинного двигателя и образования упора для упомянутой опорной детали. Упомянутая опорная деталь содержит, по меньшей мере, один канал, по которому проходят газы двигателя, и соединительные детали, выполненные с возможностью крепления упомянутого канала, с одной стороны, на наружной конструкции двигателя и, с другой стороны, на упомянутом кожухе. По меньшей мере, одна из соединительных деталей выполнена гибкой, чтобы обеспечивать радиальное смещение упомянутого канала, при этом амплитуда упомянутого радиального смещения ограничена ходом, по меньшей мере, одного из элементов опорной детали до упора, выполненного на упомянутой поддерживающей детали. Поддерживающая деталь содержит заднее удлинение, проходящее в продольном направлении в сторону выхода за пределы продольного удлинения упомянутого канала по отношению к направлению оси вращения газотурбинного двигателя, таким образом, чтобы образовать кольцо, которое может служить турбинным кольцом для турбинного колеса газотурбинного двигателя.

Таким образом, добиваются радиальной жесткости детали, меняющейся в зависимости от того, входит она в контакт или нет с упором, в сочетании с большой гибкостью, когда она не взаимодействует с упором. Поскольку наибольшая часть усталостных термомеханических воздействий проявляется, когда деталь не находится в положении упора, получают деталь, в которой возникает меньше напряжений, что позволяет увеличить срок ее службы. Повышенная гибкость в положении без упора улучшает общее поведение детали, подвергающейся дифференциальным тепловым расширениям. К конструкции газотурбинного двигателя добавляют радиальный упор, чтобы ограничить дополнительные не осесимметричные перемещения, связанные с нагрузками типа маневрирования летательного аппарата или типа гироскопических усилий, за счет контакта одного из элементов опоры подшипника с этим упором.

Эти соединительные детали или скрепки можно присоединять к упомянутому каналу или выполнить с ним заодно для образования единой детали.

Вместе с тем, даже при постоянном контакте упора с частью опоры подшипника (каналом или конструктивной скрепкой) можно оптимизировать срок службы конструктивных скрепок под нагрузкой, связанной с дифференциальными тепловыми расширениями, так как детали не связаны жестко друг с другом (скользящий контакт). При этом могут иметь место явления трения и износа, но они не оказывают существенного влияния на функции различных деталей и, в частности, на постоянство влияния на радиальную жесткость.

Чтобы уменьшить число применяемых деталей и упростить изготовление турбинного модуля, упор располагают на конце поддерживающей детали, закрепленной на фланце наружной конструкции двигателя и представляющей собой продольное продолжение турбинного кольца, расположенного напротив турбинного колеса газотурбинного двигателя.

Предпочтительно деталь соединения с наружной конструкцией и поддерживающая деталь выполнены с возможностью крепления на одном и том же фланце наружной конструкции газотурбинного двигателя.

В частном варианте выполнения упор взаимодействует с одной из деталей соединения с наружной конструкцией.

В другом частном варианте выполнения упор напрямую взаимодействует с каналом.

Еще в одном частном варианте выполнения упор взаимодействует с деталью соединения с кожухом упомянутого подшипника.

Еще в одном частном варианте выполнения опорная деталь содержит упор, взаимодействующий с деталью соединения с наружной конструкцией, и упор, взаимодействующий с деталью соединения с кожухом упомянутого подшипника.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну описанную выше опорную деталь для одного из подшипников вращающегося вала.

Настоящее изобретение, его другие задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания одного или нескольких вариантов выполнения изобретения, представленных исключительно в качестве неограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые схематические чертежи.

В описании термины «радиальный», «осевой», «продольный» относятся к оси вращения газотурбинного двигателя, а термины «входной» и «выходной» относятся к направлению истечения газов в этом двигателе. На чертежах:

фиг.1 - вид в перспективе опоры заднего подшипника со скрепкой, согласно известному техническому решению;

фиг.2 - вид в разрезе газотурбинного двигателя, содержащего опору подшипника со скрепкой;

фиг.3 - вид в разрезе газотурбинного двигателя, согласно первому варианту выполнения изобретения;

фиг.4 - вид в разрезе газотурбинного двигателя, согласно второму варианту выполнения изобретения.

На фиг.1 показана опора подшипника, описанная в американском патенте US 5161940. В примере, раскрытом в данном патенте, технология гибких сепараторов применена только для описанной опоры подшипника и не распространяется на опору подшипника, включающую в себя часть канала газовоздушного тракта. Действительно, эти детали характеризуются дополнительной технологической сложностью проектирования и определения размерности, то есть требуют оптимизации с точки зрения срока службы под термомеханической нагрузкой и аэродинамики.

На фиг.2 показана часть, находящаяся на выходе турбины высокого давления газогенератора газотурбинного двигателя и содержащая опору подшипника со скрепкой. Эта опора подшипника содержит конструктивные части, выполненные ажурными, но в пределах обеспечения радиальной жесткости, необходимой для сохранения линейности вала в условиях нормальной работы и под нагрузками маневрирования. Газы, поступающие из газогенератора, проходят в межтурбинный канал 2, который связан внутренней скрепкой 3 с наружной конструкцией двигателя и внутренней скрепкой 4 с кожухом подшипников. Узел, образованный межтурбинным каналом 2 и двумя скрепками 3 и 4, образует опору 1 заднего подшипника двигателя. На выходе этой опоры заднего подшипника газы проходят через направляющий аппарат 5 свободной турбины, затем через колесо 6 свободной турбины, которому они отдают свою энергию. Колесо свободной турбины механически связано с приводным валом 9, который вращается относительно конструкции в двух подшипниках 7 и 8 и который воспринимает мощность двигателя. Эти два подшипника установлены в конструкции двигателя, с которой они соединены через опору 1 заднего подшипника.

В этой известной конфигурации верхняя скрепка имеет лишь незначительную ажурность по своей окружности, чтобы придать небольшую гибкость опоре подшипника, но в строгих пределах, чтобы не ослабить радиальную жесткость детали и не нарушать удержания подшипников на месте. Таким образом, гибкость скрепки опоры подшипника является ограниченной; по этой причине свобода ее движения является недостаточной для противодействия радиальным напряжениям термомеханического характера, и, следовательно, срок службы опоры подшипника является недостаточным.

На фиг.3 представлен первый вариант выполнения изобретения. С наружной стороны верхняя скрепка 3 закреплена на фланце 10 конструкции двигателя, на котором закреплено также турбинное кольцо 11 свободной турбины; турбинное кольцо является деталью, обеспечивающей в радиальном направлении при помощи заднего удлинения 11b герметичность газовоздушного тракта относительно наружного пространства на уровне турбинного колеса 6. В первом варианте выполнения турбинное кольцо 11 дополнительно имеет переднее удлинение 11а кольцевой формы, которое проходит от фланца 10 в сторону передней части двигателя и которое имеет на своем переднем конце выступ, образующий радиальный упор 12, на котором блокируется скрепка 3, когда она деформируется и перемещается в направлении оси вращения двигателя. Добавление упора 12 позволяет увеличить ажурность скрепки 3, которая теперь имеет вид клетки с прутьями, что повышает ее гибкость и ее способность поглощать дифференциальные тепловые расширения между каналом и наружным фланцем.

На фиг.4 представлен второй вариант выполнения изобретения. Элементы опоры подшипника, идентичные элементам первого варианта выполнения, имеют такие же цифровые обозначения, и их описание опускается. Скрепка 3 закреплена на фланце 10 так же, как и турбинное кольцо 11. В данной конфигурации это кольцо имеет только одно удлинение 11b на уровне турбинного колеса 6, а удлинение 11а исключено. Зато добавлена поддерживающая деталь 21 кольцевой формы, которую крепят на фланце 10 и которая проходит в направлении передней части двигателя. Как и в предыдущем варианте, она заканчивается радиальным упором 22, который в данном варианте находится на уровне заднего конца канала 2 опоры 1 подшипника, а не напротив верхней скрепки 3. Она представлена как не позволяющая каналу 2 перемещаться в направлении наружу двигателя. Однако поскольку в одном и в другом варианте выполнения упоры имеют кольцевую форму, они действуют аналогичным образом: они ограничивают смещения опоры подшипника, блокируя ее либо показанной на фигуре частью упора, либо диаметрально противоположной к ней частью.

Как в первом, так и во втором варианте выполнения упоры 12 и 22 могут иметь при остановленном двигателе, хотя эта конфигурация и не является обязательной, небольшой зазор (на фигуре не показан) относительно находящейся напротив них части верхней скрепки 3 или канала 2. Этот зазор позволяет опоре 1 подшипника смещаться в радиальном направлении под термомеханической нагрузкой за счет гибкости скрепок 3 и 4. Это смещение возможно, пока верхняя скрепка 3 в первом варианте или канал 2 во втором варианте не коснутся соответствующего упора. Дальше любое поперечное перемещение опоры подшипника, связанное с нагрузкой типа маневрирования летательного аппарата, оказывается ограниченным соответствующим упором, и гибкость в радиальном перемещении опоры 1 подшипника за счет скрепок прекращается в связи с приходом в это положение упора.

Разумеется, что жесткости передних удлинений, будь то удлинение 11а в случае турбинного кольца 11 или удлинение поддерживающей детали 21, достаточно, чтобы остановить поперечные перемещения опоры 1 подшипника, когда она входит в контакт с соответствующим упором 12 или 22.

Далее следует описание работы изобретения согласно первому варианту выполнения. Работа согласно второму варианту выполнения является идентичной.

Во время работы опора 1 подшипника может стремиться к смещению под действием термомеханической нагрузки или под действием фактора нагрузки на летательный аппарат. Это смещение может происходить либо по кольцу, когда напряжения равномерно распределены по периферии опоры подшипника (случай термомеханических деформаций), либо не осесимметрично (случай фактора нагрузки). Скрепки 3 и 4, имеющие вид гибкой клетки согласно изобретению, имеют больше проемов, чем в известных решениях, что придает им повышенную гибкость. За счет этого опора 1 подшипника легче перемещается в ответ на эти воздействия, пока не достигнет упора 12. В этих условиях напряжения не проходят через скрепки, вследствие чего повышается их усталостная стойкость и увеличивается срок службы.

После первой деформации, происходящей в силу этой повышенной гибкости, скрепка 3 достигает упора 12, по меньшей мере, одним из своих угловых секторов по причине дополнительных нагрузок, в частности, при маневрировании летательного аппарата. Зазор между упором и опорой подшипника оптимизирован таким образом, чтобы они не входили в контакт под действием только термомеханической нагрузки. Это ограничение смещения канала 2 необходимо в связи с требованием сохранения общей жесткости опоры подшипника и поддержания линейности вала как можно ближе к оси симметрии двигателя.

Но пока этот предел не достигнут, опора подшипника может смещаться более свободно за счет гибкости скрепок 3 и 4. Если в известном решении гибкость скрепок была меньшей и напряжения быстрее достигали повышенного уровня, что отрицательно сказывалось на усталостной стойкости, в рамках изобретения это повышение напряжений происходит на более поздней стадии. Таким образом, существенно увеличивается срок службы опор 2 подшипника.

Работа этой усовершенствованной опоры подшипника была описана в случае упора 12 или 22, расположенного по всей окружности двигателя. Однако изобретение можно осуществлять с множеством упоров, равномерно распределенных на этой окружности. Упоры 12 и 22, представленные в кольцевой форме, не обязательно являются осесимметричными деталями и могут иметь нарушения осевой симметрии (проемы, щели) для оптимизации их термомеханического поведения.

Изобретение описано для нескольких частных вариантов выполнения, но, разумеется, оно может включать в себя все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они не выходят за рамки изобретения.

1. Узел, состоящий из опорной детали, по меньшей мере, для одного подшипника (7, 8) вала газотурбинного двигателя, при этом упомянутый газотурбинный двигатель содержит наружную конструкцию (10), охватывающую его подвижные части, и кожух, содержащий упомянутый подшипник, причем эти два элемента предназначены для соединения друг с другом при помощи упомянутой опорной детали, и из поддерживающей детали (11, 21), выполненной с возможностью крепления на наружной конструкции (10) газотурбинного двигателя и образования упора для упомянутой опорной детали, при этом упомянутая опорная деталь содержит, по меньшей мере, один канал (2), по которому проходят газы двигателя, и соединительные детали (3, 4), выполненные с возможностью крепления упомянутого канала, с одной стороны, на наружной конструкции (10) двигателя и, с другой стороны, на упомянутом кожухе, при этом, по меньшей мере, одна из соединительных деталей выполнена гибкой, чтобы обеспечивать радиальное смещение упомянутого канала (2), при этом амплитуда упомянутого радиального смещения ограничена ходом, по меньшей мере, одного из элементов (2, 3, 4) опорной детали до упора (12), выполненного на упомянутой поддерживающей детали (11), отличающийся тем, что упомянутая поддерживающая деталь (11) содержит заднее удлинение (11b), проходящее в продольном направлении в сторону выхода за пределы продольного удлинения упомянутого канала по отношению к направлению оси вращения газотурбинного двигателя, таким образом, чтобы образовать кольцо, которое может служить турбинным кольцом для турбинного колеса (6) газотурбинного двигателя.

2. Узел по п.1, в котором деталь (3) соединения с наружной конструкцией и поддерживающая деталь (11) выполнены с возможностью крепления на одном и том же фланце (10) наружной конструкции газотурбинного двигателя.

3. Узел по п.1, в котором упор (12) взаимодействует с деталью (3) соединения с наружной конструкцией.

4. Узел по п.1, в котором упор (22) напрямую взаимодействует с радиально наружной стенкой упомянутого канала (2).

5. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один узел по п.1.



 

Похожие патенты:

Расширительная турбина содержит: корпус, имеющий впускное отверстие и выпускное отверстие для рабочей текучей среды; по меньшей мере один статор (3), установленный внутри корпуса; по меньшей мере один ротор (2), установленный внутри корпуса и выполненный с возможностью вращения вокруг соответствующей оси вращения (X-X); патрубок (4), заключенный в корпус; механический блок (5), установленный внутри патрубка (4).

Изобретение относится к гидродинамическим подшипникам, в частности, для тяжелых роторов в силовых установках. Гидродинамический сегментный подшипник содержит несколько подушек (131), распределенных по окружности вокруг ротора большой паровой турбины.

Изобретение относится к области машиностроения, а конкретно - к турбокомпрессорам, используемым в системах наддува автомобильных, тепловозных, судовых и других видов двигателей внутреннего сгорания.

Изобретение относится к энергетике. Центрирующее и направляющее по вращательному движению устройство для вала газотурбинного двигателя, содержащее роликовый подшипник и шариковый подшипник, установленные вокруг упомянутого вала и удерживаемые соответственно при помощи первой и второй гибких кольцевых опор, и амортизатор со сжатием масляной пленки, содержащий жесткую кольцевую опору, располагающуюся вокруг роликового подшипника, причем опоры шарикового подшипника, амортизатора и роликового подшипника сформированы в виде пакета, располагающегося в поперечном направлении, и проходят одна вокруг другой.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции упругих опор роторов турбомашин. Упругая опора содержит установленный на валу подшипник, статорный элемент, обечайку, по меньшей мере, две спицы и кольцевой элемент с фланцем.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В упругодемпферной опоре (1) турбины корпус (2) содержит радиальное ребро (7) с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость (10) фланцами (8) и (9) и стенку (11) с пристыкованными к ней трубами (18) подвода воздуха.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин, содержащих радиально-упорные подшипники. Опора ротора содержит радиально-упорный шариковый подшипник, наружное кольцо которого установлено в корпусе, который в свою очередь механически соединен со статором, и цапфу ротора.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин. Опора ротора турбомашины содержит корпус, по меньшей мере один участок которого выполнен симметричным относительно оси опоры, а также установленный на валу подшипник, наружная обойма которого жестко соединена с корпусом. На участке или участках корпуса выполнены как минимум два ряда радиальных прорезей, с образованием между ними балочек, выполненных наклонными относительно продольной оси опоры. Углы наклона каждого из соседних рядов балочек выполнены противоположными по направлению относительно продольной оси опоры. Изобретение позволяет снизить массу и жесткость опоры без увеличения ее осевого габарита и количества деталей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к газотурбинному двигателестроению и может найти применение в конструкциях опор газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения с керамическим подшипником. Опора роторной машины содержит керамический подшипник качения (1), наружное кольцо (2) которого установлено в металлическом корпусе (3), а внутреннее кольцо (4) на металлическом роторе (5). По первому варианту исполнения, наружная посадочная поверхность (6) кольца (2) и ответная посадочная поверхность (7) корпуса (3) выполнены коническими. Со стороны торца кольцо (2) дополнительно снабжено кольцевым элементом (8) с торцевым фланцем (9), выполненными с кольцом (2) за одно целое, а корпус (3) со стороны торца дополнительно снабжен кольцевым элементом (10) с торцевым фланцем (11), выполненными с корпусом (3) за одно целое, причем фланцы (9, 11) механически соединены друг с другом. По второму варианту исполнения, внутренняя посадочная поверхность (14) кольца (4) и ответная посадочная поверхность (15) ротора (5) выполнены коническими. Со стороны торца кольцо (4) дополнительно снабжено кольцевым элементом (16) с торцевым фланцем (17), выполненными с кольцом (4) за одно целое, а ротор (5) со стороны торца дополнительно снабжен кольцевым элементом (18) с торцевым фланцем (19), выполненными с ротором (5) за одно целое, причем фланцы (17, 19) механически соединены друг с другом. Следует отметить, что возможно выполнение обоих вариантов в одном устройстве. Технический результат: обеспечение работоспособности керамического подшипника в опоре за счет сохранения посадок наружного и внутреннего колец подшипника в корпусе и на валу в широком температурном диапазоне в процессе работы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Двухроторный газотурбинный двигатель содержит роторы низкого и высокого давления, установленные с возможностью вращения в неподвижном картере. Ротор низкого давления содержит компрессор и турбину, соединенные валом низкого давления, поддерживаемым передним опорным подшипником, а также первым задним и дополнительным задним опорными подшипниками. Первый задний опорный подшипник и дополнительный задний опорный подшипник поддерживаются выпускным картером неподвижного картера. Ротор высокого давления установлен на переднем и заднем опорных подшипниках ротора высокого давления. Задний опорный подшипник ротора высокого давления является межвальным опорным подшипником, содержащим внутреннюю дорожку, неподвижно соединенную с ротором турбины высокого давления, и наружную дорожку, неподвижно соединенную с валом низкого давления. Изобретение позволяет уменьшить радиальные зазоры на концах лопаток роторов под нагрузкой, возникающей при маневрировании летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9). С передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления. Кольцевая полость охлаждающего воздуха на выходе через лабиринтные уплотнения соединена с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью (17) проточной части (18) компрессора низкого давления (8) на его выходе (19). Кольцевая полость обогревающего воздуха соединена на выходе с воздушными полостями (23) входного обтекателя (3), а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу (25) в масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора - с проточной частью (26) на выходе (27) компрессора высокого давления (9). Достигается повышение надежности двигателя за счет противообледенительного обогрева обтекателя вентилятора и повышения эффективности лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора. 3 ил.

Газотурбинный двигатель содержит ротор, радиально наружную и внутреннюю статорные части, между которыми проходит воздушный канал компрессора, кольцевой зазор между ротором и радиально внутренней статорной частью, а также выпускной трубопровод. Ротор включает роторную часть подшипника, работающего на текучей среде, а радиально внутренняя статорная часть содержит его статорную часть. Кольцевой зазор образует кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора. В направлении потока воздуха в кольцевом воздушном канале площадь последнего уменьшается в первой части и затем увеличивается во второй части. Впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, расположен аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде. При эксплуатации указанного выше газотурбинного двигателя вращают ротор относительно радиально наружной и внутренней статорных частей. Пропускают сжатый воздух через воздушный канал компрессора в кольцевой воздушный канал, образованный частью кольцевого зазора между ротором и радиально внутренней статорной частью. Группа изобретений позволяет исключить попадание жидкости из подшипниковой камеры в воздушный канал компрессора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Крепежная конструкция для прикрепления направляющей лопасти к раме или кожуху вентилятора двигателя воздушного судна. Направляющая лопасть образована из композитного материала. Направляющая лопасть предназначена для выпрямления потока воздуха. Кожух вентилятора размещен снаружи рамы вентилятора. Крепежная конструкция содержит: поверхность сопряжения, первый установочный участок, поддерживающий элемент, поддерживающую поверхность сопряжения и второй установочный участок. Поверхность сопряжения образована на концевом участке направляющей лопасти. Первый установочный участок образован в поверхности сопряжения направляющей лопасти. Поддерживающий элемент выполнен из металла в качестве его составляющего материала, при этом поддерживающий элемент соединен в виде одного целого с рамой вентилятора или с кожухом вентилятора. Поддерживающая поверхность сопряжения подлежит сопряжению с поверхностью сопряжения направляющей лопасти и образована в поддерживающем элементе. Второй установочный участок выполнен с возможностью клинообразного сцепления с первым установочным участком направляющей лопасти и образован в поддерживающей поверхности сопряжения поддерживающего элемента. Повышается жесткость и прочность сопряжения между направляющей лопастью и рамой или кожухом вентилятора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленной опоры ротора турбомашины, является упрощение монтажа/демонтажа внутреннего керамического кольца подшипника на ротор/с ротора с сохранением необходимой посадки внутреннего керамического кольца на стальной вал, а также повышение надежности опоры в целом. Указанный технический результат достигается тем, что опора ротора турбомашины, содержащая керамический подшипник и втулку, снабжена упорными грузами, при этом внутреннее кольцо керамического подшипника установлено на втулке, причем с одной стороны внутреннего кольца керамического подшипника на втулке выполнен радиальный кольцевой бурт, контактирующий с ним по торцам, а с другой стороны на втулке установлены по окружности упомянутые упорные грузы, кроме того, на поверхности втулки выполнены продольные прорези, с образованием между ними балочек, причем каждая из продольных прорезей проходит от радиального кольцевого бурта, далее по посадочной поверхности втулки, далее между близлежащими упорными грузами до конца втулки. 2 з.п. ф-лы, 2 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.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции упругих опор роторов турбомашин. Упругая опора ротора турбомашины содержит корпус, подшипник, наружное кольцо которого выполнено с фланцем, и упругие элементы. Каждый упругий элемент выполнен в виде балки цилиндрического сечения с резьбой на концах и установлен одним концом в корпусе, а другим концом во фланце наружного кольца подшипника. Корпус снабжен обечайкой, имеющей фланец со сквозными отверстиями, в которые установлены с зазором упругие элементы, с возможностью выборки зазоров между упругими элементами и фланцем обечайки. Изобретение позволяет повысить надежность упругой опоры за счет снижения вероятности разрушения упругих элементов в случае частичной передачи крутящего момента с подшипника на корпус и превышении допустимой радиальной нагрузки. 1 ил.

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный подшипник, кольцевой элемент и V-образные элементы. Внутреннее кольцо радиально-упорного подшипника установлено на валу ротора низкого давления, а его наружное кольцо установлено в узле конической передачи на внутренней поверхности конической шестерни, контактирующей с рессорой посредством шлицевого соединения. Рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления посредством шлицевого соединения и содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении от радиально-упорного подшипника. Кольцевой элемент установлен на внутренней поверхности конической шестерни, зафиксирован в ней от проворота посредством шлицевого соединения и контактирует по торцу с наружным кольцом. V-образные элементы расположены по окружности между радиально-упорным подшипником и рессорой. Каждый из V-образных элементов образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения. В месте соединения качалок установлен груз, а свободные концы качалок соединены с наружным кольцом и рессорой соответственно посредством шарнирных соединений. Рессора содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении к радиально-упорному подшипнику. Изобретение позволяет упростить доводку газотурбинного двигателя. 1 ил.
Наверх