Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя



Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя
Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя
Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя
Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя
Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя
Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2561353:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Устройство для соединения корпусов двухконтурного газотурбинного двигателя содержит тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя. Тангенс угла наклона тяги относительно поперечной оси, проходящей через ось шарнира, равен отношению радиального перемещения оси шарнира тяги со стороны корпуса внутреннего контура относительно корпуса наружного контура, вызванного различным нагревом корпусов, и перемещения указанной оси шарнира вдоль продольной оси двигателя относительно корпуса наружного контура, вызванного различным нагревом корпусов. Изобретение позволяет повысить надежность двухконтурного газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к устройствам для соединения элементов конструкции газотурбинных двигателей, в частности для соединения корпусов наружного и внутреннего контуров двухконтурного газотурбинного двигателя (ГТД).

Из известных устройств наиболее близким по технической сущности к предложенному является устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета, содержащее внутренний и наружный кольцевые корпуса, соединенные между собой посредством шарнирных тяг (см. патент РФ №2328613, кл. F02K 1/52, опубл. 2008 г.).

В известном устройстве кольцевые корпуса не перемещаются относительно друг друга в осевом и радиальном направлениях.

Однако применение данного устройства в качестве соединения между корпусами внутреннего и наружного контуров в двухконтурном газотурбинном двигателе оказывается невозможным, так как при работе двигателя внутренний контур нагревается значительно больше, чем наружный, и, учитывая значительную протяженность и размеры корпусов, между корпусами имеются значительные осевые и радиальные перемещения. Применение данного устройства в указанном соединении приведет к существенным деформациям, которые могут привести к разрушениям. Кроме того, вильчатое соединение, примененное в известном устройстве, недостаточно надежно фиксирует соединяемые корпуса контуров относительно друг друга при передаче крутящего момента. Такое соединение предусматривает некоторый относительный люфт. Наличие этого люфта может привести к появлению разных усилий в корпусах при передаче крутящего момента и к выработке контактирующих поверхностей. А для силовой схемы ГТД желательна совместная передача крутящего момента между контурами. Крутящий момент возникает при несимметричной (боковой) задней подвеске двигателя. Такое крепление двигателей применяют при компоновке самолета с двумя двигателями. В этом случае задняя подвеска двигателя может осуществляться несимметрично с правой или с левой стороны двигателя.

Задачей изобретения является предотвращение деформаций корпусов наружного и внутреннего контуров двигателя из-за термических напряжений.

Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для соединения корпусов газотурбинного двигателя, содержащем тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя, согласно изобретению для соединения наружного и внутреннего корпусов двухконтурного двигателя, угол наклона тяги относительно поперечной оси, проходящей через ось шарнира, определяется следующей зависимостью:

T g   α = L 1 L 2 ,

где L1 - радиальное перемещение оси шарнира тяги со стороны корпуса внутреннего контура относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов;

L2 - перемещение указанной оси шарнира вдоль продольной оси двигателя относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов.

Кроме того, по меньшей мере одна тяга в поперечном сечении дополнительно размещена под углом к линии, проходящей через ось шарнира и продольную ось двигателя.

Такая конструкция позволяет создать жесткую кинематическую и шарнирную связь между внутренним и наружным контуром в двухконтурном ГТД. За счет предлагаемой кинематики и угла наклона стоек практически удается сохранить осевую и радиальную развязку между указанными контурами.

Применение жестких тяг и шарнирных соединений позволит практически ликвидировать возможные люфты в соединениях как в осевом, так и в окружном направлениях. При этом обеспечиваются минимально возможные деформации и напряжения в корпусах внутреннего и наружного контуров на всех режимах работы газотурбинного двигателя.

Пример выполнения изобретения приведен на прилагаемых чертежах.

На фиг. 1 изображена схема двухконтурного ГТД;

на фиг. 2 - продольный разрез двигателя;

на фиг. 3 - сечение А-А фиг. 3;

на фиг. 4 - элемент Б фиг. 3;

на фиг. 5 - элемент В фиг. 3;

на фиг. 6 - кинематическая схема перемещения тяг при тепловых относительных перемещениях внутреннего и наружного контуров.

Устройство размещается между корпусами 1 и 2 внутреннего и наружного контуров соответственно.

Для предлагаемого двигателя его размещают в районе фланца 3 корпуса турбины. Устройство состоит из нескольких радиально расположенных тяг 4 (в поперечном сечении) и косых тяг 5. Один конец тяг посредством проушин 6, 7, 8, 9, 10 крепится к фланцу 3 турбины, а другой - к корпусу 2 наружного контура. Стойки соединяются с проушинами посредством сферических подшипников 11 и пальцев 12.

Во время работы двигателя происходит различный нагрев корпусов внутреннего и наружного контуров. Корпус внутреннего контура нагревается больше, чем корпус наружного, поэтому между ними происходит взаимное перемещение. Если тягам придать определенный наклон относительно продольной оси двигателя, то окажется, что при определенном положении тяг можно осуществить шарнирное беззазорное соединение корпусов наружного и внутреннего контуров.

Угол наклона α тяг определяется по тангенсу угла, который определяется отношением радиального относительного перемещения L1 оси 13 тяги 4 или 5 (см. фиг. 6) со стороны корпуса внутреннего контура к осевому относительному перемещению L2 этой оси вдоль продольной оси двигателя.

T g   α = L 1 L 2

Теоретически взаимное перемещение оси 13 может происходить по траектории, близкой к вектору L, и оно, как видно из фиг. 6, близко совпадает с траекторией радиуса движения оси 13 тяги по радиусу R (при расчетном угле наклона тяг). Такое допущение можно принять исходя из того, что осевое и радиальное перемещение корпусов внутреннего и наружного контуров происходит пропорционально.

Необходимо отметить, что кроме взаимного осевого и радиального перемещения корпуса внутреннего и наружного контуров могут совершать и относительный поворот, который возникает от действия крутящего момента. Крутящий момент появляется из-за несимметричного расположения (боковой) задней опоры 14 (задней подвески двигателя к самолету) (фиг. 3). Причем крутящий момент может быть направлен как в одну, так и в другую сторону. Это зависит от места установки двигателя на самолете - справа или слева. Для принятия на себя крутящего момента служат косые тяги 5. Они имеют наклон к линии, проходящей через ось шарнира 12 и продольную ось двигателя - угол β. За счет сферических и практически беззазорных подшипников они позволяют не только ликвидировать люфт в окружном направлении между корпусами, но и в равной степени поделить его между корпусами наружного и внутреннего контуров. Это позволяет получить стабильную нагрузку и напряжения на корпусах двигателя.

Для облегчения сборки отверстия 15 в проушинах могут быть выполнены овальными (фиг. 4, 5).

Необходимо отметить, что предлагаемая конструкция не требует усиления корпуса наружного контура с помощью бандажного пояса в месте связи контуров, так как жесткость конструкции будет поддерживаться за счет жесткости корпуса внутреннего контура, обусловленной его конструктивным исполнением. А этот момент для современных двигателей очень важен, так как габаритов для создания достаточно мощного бандажного пояса в этом месте часто бывает недостаточно. Размеры мотогондолы в этом месте всегда ограничены.

Изобретение позволяет увеличить надежность работы двухконтурного ГТД и его ресурс.

1. Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя, содержащее тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя, отличающееся тем, что для соединения наружного и внутреннего корпусов двухконтурного двигателя, угол наклона тяги относительно поперечной оси, проходящей через ось шарнира, определяется следующей зависимостью:
, где
L1 - радиальное перемещение оси шарнира тяги со стороны корпуса внутреннего контура относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов;
L2 - перемещение указанной оси шарнира вдоль продольной оси двигателя относительно корпуса наружного контура, вызванное различным нагревом корпусов.

2. Устройство для соединения корпусов газотурбинного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что по меньшей мере одна тяга в поперечном сечении дополнительно размещена под углом к линии, проходящей через ось шарнира и продольную ось двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для использования в качестве опоры быстровращающегося ротора газовой турбины, выполненной в виде двух отдельных ребер, установленных в имеющийся корпус с крышкой и приваренных к нему монтажным швом перпендикулярно оси предварительно выполненной в ребрах расточки заподлицо с горизонтальным разъемом корпуса и соединенных по нему с верхним ребром; при этом верхнее ребро соединено с имеющейся крышкой посредством крепежа и подогнанной по месту дистанционной шайбы.

Группа изобретений относится к машиностроению. Устройство (10) создания предварительного напряжения содержит по меньшей мере три зоны (11) деформирования.

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включает разборку его подшипникового отсека и осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке.

Конструктивный каркас газотурбинного двигателя, такой как промежуточный или выпускной каркас, образован элементами, содержащими внутреннюю и наружную коаксиальные обечайки и радиальные стойки, соединяющие обечайки.

Устройство соединения радиальных стоек с круглой обечайкой при помощи осей и распорок содержит круглую обечайку, в основном радиальные стойки, соединяющие обечайку с другой концентричной обечайкой, и соединения стоек с обечайкой или с внутренней ступицей.

Изобретение относится к монтажу органа подвески газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель, в частности к монтажу органа подвески, содержащего средство, предназначенное для блокировки вращения оси подвески, чтобы избежать проблем, связанных с вибрациями и износом оси.

Газовый канал для газовой турбины образован концентрическими внутренним и охватывающим его на расстоянии наружным корпусами. Внутренний корпус и наружный корпус взаимосвязаны посредством множества радиальных поддерживающих стоек.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции компенсаторов относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашин.

При монтаже внутренних вставок корпуса турбины газоперекачивающего агрегата в корпус турбины через горизонтальный разъем и камеру сгорания устанавливают верхнюю и нижнюю внутренние вставки.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата или газотурбинной электростанции. Диффузор выхлопного тракта газотурбинной установки содержит обечайку с фланцами, кожух, охватывающий обечайку и звукоизоляцию, размещенную между обечайкой и кожухом.

При монтаже внутренней вставки корпуса турбины газотурбинного агрегата устанавливают верхнюю часть внутренней вставки в крышку турбины, а нижнюю часть внутренней вставки в корпус турбины.

Изобретение относится к турбомашине, включающей в себя ротор, размещенный вокруг ротора внутренний корпус, а также размещенный вокруг внутреннего корпуса внешний корпус, причем вокруг области внутреннего корпуса размещена герметизирующая замкнутая оболочка.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при разработке или модернизации паровых турбин. Цилиндр паровой турбины с регулирующим отсеком, состоящим из наружного и внутреннего корпусов, патрубков паровпуска, кольцевой пароподводящей камеры подачи пара в проточную часть с однонаправленным движением парового потока, состоящую из нерегулируемых ступеней давления, обойм, устанавливаемых в наружном корпусе цилиндра. Во внутреннем корпусе цилиндра размещены несколько ступеней давления, образующих регулирующий отсек. Остальные нерегулируемые ступени расположены в обоймах наружного корпуса цилиндра. Кольцевая камера подачи пара разделена радиальными перегородками, выполненными из двух частей с гарантированным зазором между ними, на пароподводящие секции, совпадающие с секциями направляющего аппарата первой ступени, образованными направляющими лопатками с удлиненной в сторону паровпуска хордой и геометрией профильной части, совпадающей с аналогичными очертаниями прочих лопаток направляющего аппарата. Достигается повышение внутреннего КПД проточной части и КПД в регулирующем отсеке, исключение разогрева корпусов цилиндра при высоких напряжениях от внутреннего давления пара, обеспечение температурной симметрии корпусов цилиндра относительно продольной оси, отсутствие сопловых коробок. 6 ил.
Наверх