Вентилятор газотурбинного двигателя



Вентилятор газотурбинного двигателя
Вентилятор газотурбинного двигателя
Вентилятор газотурбинного двигателя
Вентилятор газотурбинного двигателя
Вентилятор газотурбинного двигателя
Вентилятор газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2555099:

СНЕКМА (FR)

Вентилятор газотурбинного двигателя содержит диск ротора, на наружной периферийной части которого предусмотрены ячейки (14), предназначенные для установки корневых частей (24) лопаток и ограниченные продольными ребрами (12). Каждое из ребер содержит радиальное ушко (26), предназначенное для крепления упомянутого диска на роторе компрессора, располагающегося по потоку позади этого вентилятора. Боковые поверхности упомянутых ушек (26) образуют упоры, предназначенные для удержания лопаток, установленных на диске. Скобки (32), имеющие U-образную форму, устанавливаются на ушки диска. Каждая из этих скобок содержит две боковые лапки, покрывающие боковые поверхности одного радиального ушка. Скобки для ушек диска исключают износ боковых поверхностей этих ушек в результате их повторяющегося механического контакта с лопатками в том случае, когда вентилятор подвергается воздействию эффекта авторотации. Таким образом, отпадает необходимость демонтировать газотурбинный двигатель для того, чтобы выполнить восстановительный ремонт ушек ребер диска вентилятора, поскольку установка скобок может быть осуществлена непосредственно на установленном под крылом самолета двигателе. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к вентилятору газотурбинного двигателя, такого, например, как турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета.

Известно, что вентилятор газотурбинного двигателя имеет в своем составе диск ротора, содержащий на своей наружной периферийной части множество продольных ребер, ограничивающих между собой ячейки, предназначенные для установки в них в осевом направлении и удержания в радиальном направлении корневых частей лопаток. Задний по потоку конец каждого ребра содержит проходящее в радиальном направлении ушко, содержащее отверстие, предназначенное для прохождения сквозь него винта или болта, используемого для крепления диска вентилятора на переднем по потоку фланце компрессора низкого давления, располагающегося по потоку позади этого вентилятора. Таким образом, компрессор низкого давления вместе с ротором вентилятора приводится во вращательное движение при помощи приводного вала турбины.

Боковые стороны каждого ушка образуют упоры, предназначенные для удержания лопаток и ограничения таким образом их углового отклонения. В случае потери одной лопатки эта отсоединившаяся лопатка диска ударяет по соседней лопатке, которая при этом отклоняется в угловом отношении и упирается в боковую часть ушка, что позволяет обеспечить перенос энергии, высвобождаемой в результате удара отсоединившейся лопатки о соседнюю лопатку, ко всей совокупности диска и устранить таким образом каскадную потерю лопаток.

В том случае, когда самолет находится на земле и его газотурбинный двигатель остановлен, вращающиеся части этого газотурбинного двигателя могут подвергаться воздействию эффекта авторотации (это явление по-английски называют термином "windmilling"). Действительно, движущиеся потоки воздуха, входящие во внутреннюю полость газотурбинного двигателя, вызывают вращение ротора вентилятора со скоростью, которая может достигать примерно от 40 до 50 об/мин. Эта относительно небольшая скорость вращения не позволяет получить эффект центифугирования лопаток, достаточно значительный для того, чтобы обеспечить их блокировку в предназначенном для них положении в упомянутых ячейках. Из этого следует, что лопатки вентилятора при этом могут качаться между боковыми поверхностями ушек ребер диска. Эти повторяющиеся механические контакты вызывают трение между этими боковыми поверхностями ушек и лопатками, что приводит к преждевременному износу упоров и заставляет чаще производить восстановительный ремонт этих упоров.

В настоящее время восстановительный ремонт этих боковых поверхностей ушек осуществляется путем нанесения на них плазменным способом металлического слоя. Однако восстановленные таким образом ушки диска характеризуются несколько меньшей усталостной прочностью, чем усталостная прочность ушек нового диска. Кроме того, этот нанесенный слой материала имеет ограниченную устойчивость к ударам и может постепенно распадаться на составные части с течением времени.

И наконец, эта операция восстановительного ремонта не может быть осуществлена, как принято говорить, "под крылом" и требует демонтажа и ремонта в мастерской технического обслуживания, что приводит к продолжительному и дорогостоящему выведению самолета из строя и требует использования сложного и дорогостоящего технологического оборудования.

Техническая задача данного изобретения состоит, в частности, в простом, экономичном и эффективном решении вышеуказанных проблем.

Для решения этой технической задачи в данном изобретении предлагается вентилятор газотурбинного двигателя, имеющий в своем составе диск ротора, содержащий на своей наружной периферийной части ячейки, предназначенные для установки в них корневых частей лопаток и ограниченные продольными ребрами, каждое из которых содержит радиальное ушко, предназначенное для крепления диска вентилятора на роторе компрессора, располагающегося по потоку позади этого вентилятора, причем боковые поверхности упомянутых ушек образуют упоры, предназначенные для удержания лопаток, установленных на диске, отличающийся тем, что скобки, имеющие U-образную форму, устанавливаются на упомянутые ушки диска, причем каждая из этих скобок содержит две боковые лапки, накрывающие боковые поверхности одного радиального ушка.

Таким образом, в данном изобретении предлагается интеграция в конструкцию вентилятора защитных скобок для ушек его диска, исключающих износ боковых поверхностей этих ушек в результате их повторяющегося механического контакта с лопатками в том случае, когда вентилятор подвергается воздействию эффекта авторотации.

Таким образом, в этом случае отпадает необходимость демонтировать газотурбинный двигатель для того, чтобы выполнить восстановительный ремонт ушек ребер диска вентилятора. Интеграция этих скобок в конструкцию вентилятора является достаточно простой в реализации и может быть осуществлена непосредственно на газотурбинном двигателе, установленном под крылом самолета, исключая необходимость демонтажа этого двигателя и его транспортировки в мастерскую технического обслуживания.

Эти скобки могут быть надеты на упомянутые ушки в осевом направлении с передней по потоку стороны.

В соответствии с вариантом реализации предлагаемого изобретения каждая скобка содержит поперечную стенку, прижатую к передней по потоку радиальной поверхности ушка и содержащую отверстие, располагающееся на одной линии с соответствующим отверстием этого ушка для того, чтобы обеспечить возможность прохождения винта или болта крепления его задней по потоку поверхности к ротору компрессора.

Таким образом, каждая скобка стягивается на радиальном ушке диска на уровне его крепления к ротору компрессора, располагающегося по потоку позади вентилятора. Толщина поперечной стенки является достаточно малой для того, чтобы не вызывать необходимости замены винта или болта крепления на винты или болты более значительных размеров.

Предпочтительно, чтобы каждая боковая лапка скобки содержала продольный изгиб U-образной формы, надеваемый на упор боковой поверхности радиального ушка, что позволяет обеспечить монтаж скобки на радиальном ушке в осевом направлении и радиальное удержание этой скобки на этом ушке.

В соответствии с еще одной характеристикой предлагаемого изобретения каждая поперечная стенка скобки содержит по меньшей мере одну радиальную лапку, свободный конец которой проходит в направлении против потока и вдоль ребра диска.

Предпочтительно, чтобы каждая скобка содержала две упомянутые выше радиальные лапки, которые являются параллельными между собой и отстоят друг от друга в окружном направлении, что исключает вращение этой скобки в процессе ее стягивания на ушке.

Предлагаемое изобретение относится также к защитной скобке для боковых поверхностей радиального ушка периферийного ребра диска вентилятора описанного выше типа, отличающейся тем, что эта защитная скобка содержит две по существу параллельные между собой боковые лапки, связанные друг с другом при помощи поперечной стенки, содержащей центральное отверстие, причем эта поперечная стенка каждой скобки продолжается двумя изогнутыми лапками, свободный конец которых проходит в направлении, противоположном ориентации боковых лапок этой скобки.

Суть предлагаемого изобретения, а также другие его особенности, характеристики и преимущества будут лучше поняты из приведенного ниже описания варианта его реализации, используемого в качестве не являющегося ограничительным примера, со ссылками на приведенные в приложении чертежи, на которых:

- Фиг.1 представляет собой частичный схематический вид в изометрии диска вентилятора в соответствии с существующим уровнем техники;

- Фиг.2 представляет собой частичный схематический вид в поперечном разрезе лопатки, установленной в ячейке диска вентилятора в соответствии с существующим уровнем техники;

- Фиг.3 представляет собой схематический вид с передней по потоку стороны диска, содержащего средства защиты ушек диска в соответствии с предлагаемым изобретением;

- Фиг. 4А и 4В представляют собой схематические виды в изометрии защитных скобок для радиальных ушек диска вентилятора в соответствии с предлагаемым изобретением;

- Фиг.5 представляет собой схематический вид в осевом разрезе крепления диска вентилятора в соответствии с предлагаемым изобретением к ротору компрессора низкого давления, располагающегося по потоку позади от этого вентилятора.

Прежде всего будут даны ссылки на фиг.1, на которой схематически представлена часть диска 10 вентилятора газотурбинного двигателя, содержащего на своей наружной периферийной части продольные ребра 12, ограничивающие между собой ячейки 14, предназначенные для установки в них в осевом направлении и удержания в радиальном направлении лопаток 16. Каждая лопатка 16 содержит лопасть 18 и платформу 20, образованную основанием этой лопасти и ограничивающую изнутри кольцевой канал, предназначенный для течения потока воздуха, входящего в данный газотурбинный двигатель. Зона 22, называемая "стойкой", связывает платформу 20 и лопасть 18 с корневой частью 24 лопатки.

Каждое ребро 12 диска 10 вентилятора содержит радиальное ушко 26, сформированное на его заднем по потоку конце. Каждое из этих ушек 26 содержит осевое отверстие 28, предназначенное для его размещения на одной линии с соответствующим отверстием, сформированным в кольцевом фланце ротора компрессора низкого давления, располагающегося по потоку позади этого вентилятора (см. фиг.5). Винты крепления вставляются в отверстия 28 ушек 26 диска 10 и в соответствующие отверстия кольцевого фланца ротора компрессора.

Каждое радиальное ушко 26 содержит боковые поверхности, каждая из которых содержит продольный и выступающий упор 30. Каждый упор 30, сформированный на боковой поверхности ушка 26, располагается на одной линии в окружном направлении с другим упором 30 соседнего ушка (см. фиг.2).

В том случае, когда лопатки 16 установлены на диске 10 вентилятора, именно их стойки 22 располагаются против этих продольных упоров 30.

В случае потери одной лопатки эта отсоединившаяся лопатка ударяется о смежную с ней лопатку 16, которая при этом отклоняется, вследствие чего ее стойка 22 входит в контакт с упором 30 радиального ушка 26. Таким образом, эти упоры 30 ограничивают угловое отклонение лопатки 16, подвергающейся давлению со стороны отсоединившейся лопатки, и позволяют обеспечить перенос энергии удара к диску 10 вентилятора.

В существующем уровне техники было установлено, что эти упоры 30 подвергаются достаточно существенному износу, связанному главным образом с ударами, возникающими в процессе запуска и остановки газотурбинного двигателя, а также при возможном самопроизвольном вращении этого двигателя в результате эффекта авторотации в его выключенном состоянии на земле. Действительно, движущиеся потоки воздуха, входящие в газотурбинный двигатель, вызывают вращение вентилятора, которое обычно не является достаточно интенсивным для того, чтобы обеспечить необходимое центрифугирование лопаток 16 и блокировку в устойчивом положении корневых частей 24 этих лопаток в ячейках 14. Из этого следует возможность последовательных качаний лопаток 16, приводящих к возникновению трения между стойками 22 и упорами 30, вследствие чего происходит износ упоров 30 радиальных ушек 26.

Технические решения, которые были предложены в существующем уровне техники и изложенные в предшествующем изложении, не являются достаточно долговечными и требуют демонтажа газотурбинного двигателя для осуществления восстановительного ремонта в мастерской технического обслуживания и использования для этого достаточно дорогостоящего оборудования.

В соответствии с предлагаемым изобретением скобки 32 устанавливаются на радиальные ушки 26 диска 10 вентилятора и обеспечивают перекрытие боковых поверхностей этих ушек 26 для защиты расположенных на них упоров 30 (см. фиг.3).

Каждая скобка имеет U-образную форму и содержит поперечную стенку 34, имеющую по существу прямоугольную форму и связанную с двумя боковыми и параллельными между собой лапками 36, 38. Эта поперечная стенка 34 содержит центральное отверстие 40 и продолжается двумя плоскими радиальными лапками 42, 44, которые являются параллельными между собой и концы которых изогнуты в направлении, противоположном ориентации боковых лапок 36, 38, причем эти две радиальные лапки 42, 44 отстоят одна от другой (см. фиг. 4А и 4В).

Боковые лапки 36, 38 скобки 32 содержат, каждая, продольный изгиб 41, имеющий U-образную форму и предназначенный для надевания на продольный упор 30 радиального ушка 26 диска 10.

Для установки скобки 32 на ушке 26 диска 10 вентилятора эта скобка позиционируется на диске 10 так, чтобы радиальные лапки 42, 44 проходили вдоль продольного ребра 12 диска 10 и в направлении передней по потоку части этого диска 10. Затем скобка 32 перемещается поступательным образом в направлении по потоку таким образом, чтобы изгибы 41 боковых лапок 36, 38, имеющие U-образную форму, надевались на продольные упоры 30 радиального ушка 26 диска 10, причем поперечная стенка 34 скобки 32 в этом случае прижимается к передней по потоку радиальной поверхности радиального ушка 26. Затем винт 46 крепления вставляется с задней по потоку стороны в располагающиеся на одной линии отверстия скобки 32, ушка 26 и кольцевого фланца 48 ротора компрессора низкого давления. После этого гайка 50 крепления затягивается и прижимается к передней по потоку поверхности скобки 32 (см. фиг.5).

Вставление скобки 32 не вызывает никакой необходимости модификаций в размерных параметрах винтов 46 крепления, поскольку известно, что толщина поперечной стенки 34 является весьма малой и имеет величину всего лишь несколько десятых долей миллиметра.

Желательно определять размерные параметры скобки 32 таким образом, чтобы радиальные лапки 42, 44 были установлены с некоторым радиальным зазором J по отношению к продольному ребру 12 диска 10 для того, чтобы компенсировать имеющиеся допуски в радиальном позиционировании отверстия 28, выполненном на радиальном ушке 26, и гарантировать, таким образом, в любых условиях расположение отверстия 40 скобки 32 на одной линии с этим отверстием 28 радиального ушка 26.

Этот тип защитной скобки 32 для боковых поверхностей радиальных ушек может быть использован как на диске 10 нового вентилятора, так и на диске в процессе его эксплуатации. В этом последнем случае, если упоры 30 представляют некоторый износ, необходимо осуществить зачистку поверхности упоров 30 при помощи операции "toilage" таким образом, чтобы получить гладкую поверхность в контакте со скобкой 32. Эта операция состоит в удалении от 0,2 до 0,5 миллиметров материала с боковых поверхностей уже изношенного радиального ушка.

Установка скобок 32 на радиальные ушки 26 диска 10 вентилятора может быть реализована в том случае, когда газотурбинный двигатель находится на своем месте под крылом самолета, что позволяет уменьшить время выведения данного самолета из строя и не требует использования сложного оборудования, поскольку каждая скобка 32 присоединяется при помощи предварительно отформованного элемента крепления.

Скобка 32 может быть изготовлена из металлического материала, такого, например, как сплав INCONEL, и лопатки 16 могут быть изготовлены из титана. Таким образом, эти скобки 32 изнашиваются не так быстро, как лопатки 16.

Скобки 32 могут быть изготовлены при помощи последовательного выполнения операций сгибания и вырезания металлического листа или же путем механической обработки монолитного блока соответствующего материала.

1. Вентилятор газотурбинного двигателя, содержащий диск (10) ротора, на наружной периферийной части которого предусмотрены ячейки (14), предназначенные для установки корневых частей (24) лопаток и ограниченные продольными ребрами (12), каждое из которых содержит радиальное ушко (26), предназначенное для крепления упомянутого диска (10) на роторе компрессора, располагающегося по потоку позади этого вентилятора, причем боковые поверхности упомянутых ушек (26) образуют упоры, предназначенные для удержания лопаток (16), установленных на диске (10), отличающийся тем, что скобки (32), имеющие U-образную форму, устанавливаются на ушки диска, причем каждая из этих скобок содержит две боковые лапки (36, 38), покрывающие боковые поверхности одного радиального ушка.

2. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что скобки (32) надеваются на ушки (26) в осевом направлении с передней по потоку стороны.

3. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что каждая скобка (32) содержит поперечную стенку (34), прижимающуюся к передней по потоку радиальной поверхности ушка (26) и содержащую отверстие (40), располагающееся на одной линии с соответствующим отверстием (28) этого ушка (26) для того, чтобы обеспечить возможность прохождения винта или болта крепления на роторе компрессора, располагающемся по потоку позади этого вентилятора.

4. Вентилятор по п.3, отличающийся тем, что каждая боковая лапка (36, 38) содержит продольную изогнутую часть (41), надевающуюся на упор (30) боковой поверхности радиального ушка (26).

5. Вентилятор по п.3, отличающийся тем, что поперечная стенка (34) скобки (32) содержит по меньшей мере одну радиальную лапку (42, 44), конец которой проходит в направлении против течения потока вдоль продольного ребра (12) диска (10).

6. Вентилятор по п.5, отличающийся тем, что каждая скобка содержит две радиальные лапки (42, 44), которые являются параллельными между собой и отстоят друг от друга в окружном направлении.

7. Скобка (32), предназначенная для защиты боковых поверхностей радиального ушка (26) периферийного ребра (12) диска (10) вентилятора в соответствии с п.1, отличающаяся тем, что содержит две по существу параллельные между собой боковые лапки (36, 38), связанные друг с другом при помощи поперечной стенки (34), содержащей центральное отверстие (40).

8. Скобка по п.7, отличающаяся тем, что ее поперечная стенка (34) продолжается двумя изогнутыми лапками (42, 44), свободные концы которых проходят в направлении, противоположном направлению ориентации боковых лапок (36, 38) скобки (32).



 

Похожие патенты:

Ротор барабанного типа осевого компрессора предназначен для газотурбинных двигателей, преимущественно авиационных. Рабочие лопатки (4) ротора установлены своими хвостовиками (3) в пазах (2), разнесенных по длине барабана (1) кольцевыми рядами.

Изобретение относится к креплению лопастей на рабочих колесах центробежных вентиляторов, компрессоров, насосов, может применяться в лопастных смесителях и турбинах.

Ротор вентилятора содержит лопатки (15) вентилятора, прикрепленные к периферии колеса (13). Каждая лопатка имеет хвостовик лопатки, находящийся в зацеплении с канавкой в этом колесе и удерживаемый в ней основным фиксатором (28).

Лопатка для турбины или компрессора содержит перо и хвостовик. Перо лопатки изготовлено из согнутой слоистой полосы из армированной волокном пластмассы, в которой в зоне фальца образована удерживающая петля, причем из лежащих друг на друге концов полосы сформирована поверхность лопатки.

Заявленное рабочее колесо осевого вентилятора может быть использовано в составе систем терморегулирования изделий авиационной и ракетной техники. Рабочее колесо содержит ступицу с основаниями, снабженными пазами шириной S.

Ротор газотурбинного двигателя содержит диск с осевыми гнездами, выполненными на ободе диска для индивидуального крепления лопаток. На одной стороне обода устанавливают кольцо.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, применимо в области компрессоростроения и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей.

Система штифтового крепления хвостовика для диска ротора паровой турбины с осевым потоком содержит штифты, проходящие аксиально через отверстия в чередующихся зубьях хвостовиков лопаток и зубьях диска.

Ротор барабанного типа осевого компрессора предназначен для газотурбинных двигателей, преимущественно авиационных. Рабочие лопатки (4) ротора установлены своими хвостовиками (3) в пазах (2), разнесенных по длине барабана (1) кольцевыми рядами.

Ротор турбины тепловой электростанции содержит множество лопаток, диск ротора и средство фиксации. Диск ротора прикреплен к валу и содержит на периферии выступы, к которым прикреплены лопатки.

Ротор турбинной установки включает вал ротора, ряд расположенных смежно друг с другом рабочих лопаток и проставки между лопатками. Вал ротора имеет проходящий по периферии приемный паз, в который рабочие лопатки вставлены своими хвостовиками.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций.

Изобретение может быть использовано для приваривания орбитальной сваркой трением лопаток к барабану осевого компрессора. Барабан (14) удерживают в люльке (44) с помощью делительного стола (54).

Прокладка для вставления между хвостом лопатки вентилятора турбореактивного двигателя и нижней частью отсека, в котором размещен этот хвост. Отсек ограничен диском вентилятора.

Секция ротора турбомашины содержит крепежные пазы для рабочих лопаток, распространяющиеся в осевом направлении. В каждом крепежном пазу установлена рабочая лопатка, включающая обращенную радиально внутрь контактную поверхность.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает диск турбины с установленным на его ободе при помощи байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и уплотнительным кольцом.

Лопатка для турбины или компрессора содержит перо и хвостовик. Перо лопатки изготовлено из согнутой слоистой полосы из армированной волокном пластмассы, в которой в зоне фальца образована удерживающая петля, причем из лежащих друг на друге концов полосы сформирована поверхность лопатки.

Газовая турбина содержит диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины и включающий секцию прохождения струи и стойку. Секция прохождения струи содержит части первой и второй стенок, а стойка имеет переднюю кромку, проходящую между частью первой стенки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки имеет первую и вторую части, причем вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки также имеет третью прямолинейную часть, расположенную между первой и второй частями передней кромки. Первая часть передней кромки проходит на 20-40% расстояния между первой передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью первой стенки, и второй передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Первая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части первой стенки в первой передней крайней точке, что позволяет уменьшить число Маха, в направлении, перпендикулярном передней кромке. Вторая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части второй стенки во второй передней крайней точке, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины за счет снижения потерь в диффузоре. 20 з.п. ф-лы, 16 ил.
Наверх