Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель



Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель
Узел двухконтурного турбореактивного двигателя и двухконтурный турбореактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2565129:

СНЕКМА Сосьете аноним (FR)

Узел двухконтурного турбореактивного двигателя содержит внешнее кольцо выхлопного корпуса, структурное кольцо внешнего тракта канала вентилятора, концентричного относительно внешнего кольца выхлопного корпуса, а также первый и второй кронштейны или соединительные тяги. Кронштейны или соединительные тяги образуют статически неопределимое соединение, являясь закрепленными одним концом на внешнем кольце выхлопного корпуса, а другим концом на структурном кольце. Соединение, образованное первым кронштейном или соединительной тягой, выполнено с возможностью разрыва за пределом определенной нагрузки. Второй кронштейн или тяга выполнен с возможностью формирования пути передачи усилий между кольцами, когда соединение, образованное первым кронштейном или соединительной тягой, разрывается. Другое изобретение относится к двухконтурному турбореактивному двигателю, содержащему указанный выше узел. Группа изобретений позволяет снизить массу турбореактивного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение касается области двухконтурных турбореактивных двигателей, содержащих удлиненный тракт вторичного потока. Оно касается двигателей такого типа, закрепленных на фюзеляже летательных аппаратов или двигателей для военного применения.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор, который при размещении спереди двигателя создает поток сжатого воздуха, который разделяется на два кольцевых концентрических потока: первичный поток и вторичный поток, окружающий первичный поток. Последний поступает в газогенераторную часть двигателя, которая содержит ступени сжатия, камеру сгорания и секцию турбин, которыми приводится во вращение вентилятор. Первичный поток, содержащий газообразные продукты горения, выбрасывается далее в выхлопное сопло. Вторичный поток выпрямляется ниже по потоку от вентилятора и также выбрасывается. В гражданских самолетах он обеспечивает основную тягу.

В одной конфигурации вторичный поток направляется в канал вентилятора (обводной канал), который проходит вокруг двигателя между вентилятором и выхлопным соплом первичного потока и содержит две коаксиальных, по существу, цилиндрических стенки, которые ограничивают между собой кольцевое пространство. Внутренняя стенка канала вентилятора образует оболочку газогенератора. Внешняя стенка канала вентилятора образует тракт, который проходит от плоскости выпрямляющих ребер до уровня выхлопного сопла. Внешний тракт канала вентилятора обозначается в рассматриваемой области английским акронимом OFD (outer fan duct).

Двигатель может быть установлен под крылом летательного аппарата, либо вдоль его фюзеляжа, в частности, у хвостовой части. В этом случае двигатель содержит канал вентилятора, описанный выше. Крепления двигателя к летательному аппарату расположены на уровне двух поперечных плоскостей: плоскость выше по потоку, проходящая по расположенному выше по потоку структурному корпусу, который называют промежуточным корпусом, и плоскость ниже по потоку, проходящая по расположенному ниже по потоку структурному корпусу, который называют выхлопным корпусом.

Для обеспечения последующей фиксации, в случае монтажа на фюзеляже, предусматривают структурное кольцо на внешнем тракте канала вентилятора, OFD, это кольцо связано кронштейнами или тягами с обечайкой или внешним кольцом выхлопного корпуса. Заявка на патент ЕР 2022973 настоящего заявителя описывает пример конструкции внешнего тракта канала вентилятора.

Соединение между двумя вышеупомянутыми кольцами может выполняться в виде радиальных кронштейнов, распределенных вокруг оси двигателя и жестко соединенных с двумя кольцами. Соединение может также выполняться с помощью тяг, наклонных относительно оси двигателя. Тяги прикреплены к двум кольцам креплениями типа скоб и пальца. Такое крепление образовано двумя скобами, простыми или двойными, соединенными одна с концом тяги, а другая со стенкой кольца, и через которые проходит общий палец. В частности, тяги расположены попарно, при этом тяги каждой пары расположены по касательной к кольцу выхлопного корпуса, сходясь на креплении кольца внешнего тракта канала вентилятора.

Так как соединение образовано радиальными кронштейнами или тягами, оно является гиперстатичным (статически неопределимым); усилия, таким образом, передаются всеми кронштейнами или тягами. В решениях из известного уровня техники все соединительные элементы: пальцы, скобы, тяги или кронштейны, рассчитаны по размеру таким образом, чтобы оказывать механическое сопротивление усилиям, которые могли бы возникнуть вследствие дисбаланса, вызванного потерей лопатки в двигателе. Речь идет о том, чтобы избежать риски отрыва двигателя при возникновении такой критической ситуации. Масса узла, образующего соединение, является, следовательно, большой. Кроме того, усилия, которые могут возникнуть в результате отрыва лопатки, потенциально передаются всеми кронштейнами или тягами, внешнее кольцо канала вентилятора также должно быть способно сопротивляться этим нагрузкам по всей окружности. Следовательно, оно должно иметь достаточные размеры.

Объектом настоящего изобретения является выполнение соединения между двумя вышеупомянутыми кольцами, обеспечивая при этом восприятие усилий, подобных вызываемым отрывом лопатки вентилятора, позволяет уменьшить массу узла по сравнению с решениями из известного уровня техники.

Объектом изобретения является также выполнение соединения, которое не изменяет конструкции узла.

Объектом изобретения является также решение, которое можно применять к любой форме соединения между двумя кольцами, состоящее из кронштейнов с жесткими креплениями, либо тяг, закрепленных пальцами, проходящими через скобы.

Цель изобретения достигается в изобретении узлом, содержащим кольцо выхлопного корпуса, структурное кольцо внешнего тракта канала вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя, концентричное относительно кольца выхлопного корпуса, и по меньшей мере первый и второй кронштейны или соединительные тяги, образующие статически неопределимое соединение, являясь закрепленными одним концом к кольцу выхлопного корпуса, а другим концом к структурному кольцу внешнего тракта, отличающимся тем, что соединение, образованное первым кронштейном или соединительной тягой, выполнено с возможностью разрыва, когда оно подвергается воздействию нагрузки за пределами определенной нагрузки, а второй кронштейн или тяга выполнен с возможностью формирования пути передачи усилий между упомянутыми кольцами, когда упомянутое соединение разрывается.

Определенная нагрузка предпочтительно превышает предельную нагрузку и меньше нагрузки, которая могла бы возникнуть, при отрыве лопатки, в частности, вентилятора. Благодаря изобретению, в соответствии с тем, что определяют элементы соединения, которые должны обеспечить передачу усилий в случае наступления такой критической ситуации, можно облегчить другие элементы и выиграть в массе.

В соответствии с другой характеристикой, структурное кольцо внешнего тракта канала вентилятора содержит средство подвески турбореактивного двигателя к конструкции летательного аппарата, при этом второй кронштейн или тяга находится ближе к упомянутой подвеске, чем первый кронштейн или тяга. Таким же образом, как для кронштейнов или тяг, определяя пути усилий в ситуации при отрыве лопатки, имеется возможность рассчитать размеры с уменьшением массы.

Изобретение может быть осуществлено различными путями. Эти варианты реализации не являются исчерпывающими.

Размеры первого кронштейна или тяги рассчитаны для боковой деформации, когда он подвергается определенной нагрузке.

Узел, содержащий по меньшей мере первый и второй из упомянутых кронштейнов, расположен радиально относительно оси колец.

Узел, содержащий первую и вторую из упомянутых тяг, крепления которых выполнены в виде скоб и пальцев, при этом первая тяга содержит по меньшей мере одно крепление, которое разрывается, когда оно подвергается упомянутой определенной нагрузке.

В частности, в соответствии с последним вариантом осуществления, по меньшей мере, две пары тяг наклонены относительно радиального направления, в частности, по касательной относительно кольца выхлопного корпуса, по меньшей мере, с парой упомянутых первых тяг и, по меньшей мере, с парой упомянутых вторых тяг.

Когда соединение содержит три пары тяг, то две пары тяг образуют предпочтительно упомянутые первые тяги, а одна пара образует упомянутые вторые пары.

Например, одна пара упомянутых первых тяг содержит плавкий палец крепления к кольцу, способный разорваться, когда он подвергается определенной нагрузке, а палец второй пары тяг установлен со средством предотвращения неверного соединения. В частности, средство предотвращения неверного соединения образовано разностью диаметров головок упомянутых плавкого пальца и пальца крепления второй пары тяг, а также диаметром прохода головки пальца крепления второй пары тяг.

Изобретение касается также двухконтурного турбореактивного двигателя с передним расположением вентилятора и с трактом вторичного потока, простирающимся ниже по потоку от вентилятора до, по меньшей мере, плоскости выхлопного корпуса, содержащего вышеописанную систему.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид в перспективе двухконтурного турбореактивного двигателя,

Фиг. 2 схематично изображает поперечный разрез двигателя по Фиг. 1, проходящий по двум структурным кольцам внешнего тракта канала вентилятора и внешнего выхлопного корпуса,

Фиг. 3 изображает вариант соединения по Фиг. 2,

Фиг. 4 изображает плавкий палец с полой тягой,

Фиг. 5 изображает неплавкий палец,

Фиг. 6 изображает монтаж со средством предотвращения неверного соединения,

Фиг. 7 изображает вариант соединения с радиальными тягами.

Фиг. 1 изображает двухконтурный турбореактивный двигатель 10 с передним вентилятором внутри гондолы 12, содержащий от входа к выходу корпус вентилятора 14, промежуточный корпус 16 и кольцевой канал вентилятора, выполненный между двумя, по существу, цилиндрическими трактами: внутренний тракт 18, образующий оболочку части двигателя, по которому проходит первичный поток, образующий газогенератор, и внешний тракт 20. Внешний тракт канала вентилятора простирается, в данном случае, до ниже по потоку от зоны слияния между первичным потоком 26 и вторичным потоком 28, где оба потока смешиваются смесителем 22. Внешний тракт 20 канала вентилятора выполняет конструктивную функцию, обеспечивая восприятие усилий между двигателем и летательным аппаратом, на котором он установлен. Он содержит также структурное кольцо 21, соединенное, в данном случае, тягами 40 с внешним кольцом 23 выхлопного корпуса газогенератора. Двигатель крепится к летательному аппарату, на входе посредством крепления 17, жестко связанным с промежуточным корпусом, а на выходе креплением 27, жестко связанным со структурным кольцом 21 внешнего тракта 20 канала вентилятора.

В представленном примере соединение между структурным кольцом 21 внешнего тракта канала вентилятора и кольцом 23 выхлопного корпуса образовано тягами 40, закрепленными концами на двух кольцах. Каждое крепление содержит, как это известно и не представлено, скобу, соединенную соответственно с кольцом и концом тяги, при этом через обе тяги проходит общий палец. Как видно на чертеже, соединение, точнее говоря, образовано тремя парами тяг 40, касательных к кольцу 23 выхлопного корпуса и попарно сходящихся на внешнем структурном кольце 21.

Хотя в известном уровне техники размеры элементов, образующих соединение между кольцами, рассчитывают таким образом, что каждый элемент должен передавать напряжения в случае, если бы произошел отрыв лопатки вентилятора, в соответствии с изобретением элементы соединения рассчитывают раздельно. Соединение содержит плавкие элементы, то есть они поддаются, когда они подвергаются нагрузке, превышающей определенную нагрузку. Такая определенная нагрузка предпочтительно ниже нагрузки потери лопатки, которая соответствует разрушающей нагрузке, при этом оставаясь больше предельной нагрузки. Упомянутая предельная нагрузка определяется как нагрузка, ниже которой никакое разрушение плавких элементов невозможно. Соединение содержит также неплавкие элементы, рассчитанные таким образом, чтобы сопротивляться нагрузке, возникающей при отрыве лопатки, в частности, вентилятора. Они обеспечивают передачу усилий между двигателем и креплением к летательному аппарату после разрыва плавких элементов.

Фиг. 2 изображает первый вариант воплощения изобретения. Она представляет схематичный вид в поперечном разрезе перпендикулярный оси 44 двигателя, проходящем по соединению между двумя кольцами 21 и 23. Соединение представляет собой, как в примере по Фиг. 1, три пары тяг 40, соответственно 40A и 40В; 40С и 40D; 40Е и 40F. Тяги соединены соответственно с каждым из колец креплениями типа скоб и пальцев, что само по себе известно и не представлено. Тяги установлены с учетом крепления 27 структурного кольца 21 внешнего тракта канала 20 вентилятора.

Крепление на фюзеляже летательного аппарата является боковым, или справа, если смотреть вперед, либо слева, в зависимости от того, с какой стороны фюзеляжа установлен двигатель.

Две пары первых тяг 40A, 40В и 40С, 40D рассчитаны по размеру таким образом, чтобы подвергаться боковой деформации, когда они подвергаются упомянутым определенным нагрузкам. На практике они рассчитаны по размеру так, чтобы при боковой деформации выдерживать нагрузки, соответствующие 1,1 от упомянутых предельных нагрузок. Пальцы и скобы плавких креплений тяг рассчитаны так, чтобы не разрываться, пока тяги не подверглись боковой деформации.

Вторые тяги 40Е и 40F рассчитаны так, чтобы оказывать сопротивление и не разрываться, когда они подвергаются упомянутым определенным нагрузкам и нагрузкам, соответствующим потере лопатки. Следует отметить, что вторые тяги среди тяг, которые образуют соединение, являются тягами, расположенными наиболее близко к креплению 27. Путь усилий, отделяющий точку схождения двух вторых тяг 40Е и 40F от крепления, является более коротким, чем путь, который могут пройти нагрузки между точками схождения первых креплений и крепления 27. Таким образом, плечо рычага между точкой схождения и креплением является минимальным, с другой стороны, достаточно усилить эту часть структурного кольца 21, что создает возможность общего облегчения конструкции.

При отрыве лопатки вентилятора возникает значительный дисбаланс вследствие разбалансирования ротора, который получается в результате этого; этот дисбаланс передается к выходу до плоскости заднего крепления. В соответствии с изобретением первые тяги подвергаются боковой деформации, и нагрузка передается на крепление вторыми тягами 40Е и 40F и распространяется по внешнему структурному кольцу 21.

Фиг. 3 изображает вариант осуществления, в котором плавкие элементы расположены в креплениях. Соединение 14 0 между двумя теми же самыми кольцами 21 и 23 содержит три пары тяг. Первые тяги 140А и 140В связаны с кольцами креплениями 140А1, 140В1 и 140АВ соответственно с внешним кольцом выхлопного корпуса 23 и со структурным кольцом 21. Эти первые тяги являются плавкими или являясь способными подвергаться боковой деформации, посредством своих креплений, в частности пальцев, проходящих через скобы.

Другая пара первых тяг образована тягами 140С и 140D; эти первые тяги рассчитаны по размеру так, чтобы сопротивляться нагрузкам отрыва лопатки. Только крепление 140CD тяг структурного кольца 21 является плавким; другие крепления 140С1 и 140D1 не являются плавкими. Пальцы креплений 140А1, 140В1, 140АВ и 140CD предпочтительно рассчитаны по размеру так, чтобы выдерживать нагрузку, в 1,1 раза превышающую предельные нагрузки, определенные для поперечной деформации.

Вторые тяги 140Е и 140F не являются плавкими, как и их крепления 140Е1, 140F1 и 140EF.

Принцип работы такой же, как в предыдущем случае при отрыве лопатки вентилятора. Соединение, образованное первыми тягами 140А, 140В, 140С и 140D, поддается, а соединение, образованное вторыми тягами, сопротивляется и обеспечивает передачу усилий. Как и в предыдущем случае, вторые тяги расположены наиболее близко к креплению 27 для того, чтобы плечо рычага было наименьшим.

Вариант по Фиг. 3 имеет преимущество в случае, когда необходимо изменить монтаж на фюзеляже летательного аппарата с правой стороны, на левую, в этом случае нужно сменить только пальцы 140CD и 140EF и переставить их для симметрии относительно вертикальной плоскости, проходящей по оси двигателя. В случае осуществления этого варианта следует использовать средство предотвращения неверного соединения, которое исключает при монтаже риск перемены порядка расположения плавких пальцев креплений 140CD и 140EF.

Пример средства предотвращения неверного соединения изображен на Фиг. 4-6. Плавкий палец 50, изображенный на фиг. 4, является полым и имеет меньшее сопротивление, чем неплавкий палец 51. Для того чтобы их различить, диаметр D1 головки 50А пальца 50 выполнен большим, чем диаметр пальца D2 головки 51А пальца 51. Фиг. 6 изображает средство предотвращения неверного соединения. Структурное кольцо 21 внешнего тракта канала вентилятора содержит с креплением 27 лист 28, установленный с одной стороны на креплении 27, а с другой стороны опирается на головку 51А неплавкого пальца 51. Этот лист 28 содержит вырез 28А, достаточно широкий для прохода головки 51А диаметром D2 для размещения в нем, но не для головки 50А диаметром D1, так как D1>D2. Таким образом, при установке монтажник не может ввести плавкий палец в посадочное место для крепления вторых тяг.

Изобретение было описано для соединения, образованного тремя парами тяг. В рамки изобретения входит также использование соединения с восемью тягами, либо с различным количеством тяг.

Фиг. 7 представляет схематичный пример соединения 24 0 с кронштейнами, расположенными радиально между внешним кольцом 23 выхлопного корпуса и структурным кольцом внешнего тракта канала вентилятора. Техническое решение используется с соответствующими изменениями.

1. Узел двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий внешнее кольцо (23) выхлопного корпуса, структурное кольцо (21) внешнего тракта канала вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя (10), концентричного относительно внешнего кольца (23) выхлопного корпуса, и по меньшей мере первый и второй кронштейны (240) или соединительные тяги (40, 140), образующие статически неопределимое соединение, являясь закрепленными одним концом на внешнем кольце (23) выхлопного корпуса, и другим концом к упомянутому структурному кольцу (21), отличающийся тем, что соединение, образованное первым кронштейном (240 A-D) или соединительной тягой (40 A-D, 140 А-D), выполнено с возможностью разрыва за пределом определенной нагрузки, а второй кронштейн (240 E-F) или тяга (40 E-F, 140 E-F) выполнен с возможностью формирования пути передачи усилий между упомянутыми кольцами (21, 23), когда упомянутое соединение разрывается.

2. Узел по предыдущему пункту, в котором структурное кольцо содержит средство (27) подвески турбореактивного двигателя к конструкции летательного аппарата, при этом второй кронштейн (240 E-F) или тяга (40 E-F, 140 E-F) расположены ближе к упомянутому средству подвески, чем первый кронштейн или тяга.

3. Узел по п. 1, в котором размеры первого кронштейна или тяги (40 A-D, 140 А-В) рассчитаны для боковой деформации, когда он подвергается определенной нагрузке.

4. Узел по одному из предыдущих пунктов, содержащий по меньшей мере первый и второй из упомянутых кронштейнов (240), при этом упомянутые кронштейны расположены радиально относительно оси колец.

5. Узел по п. 1, содержащий первую и вторую из упомянутых тяг, крепления которых выполнены в виде скоб и пальцев, при этом первая тяга содержит по меньшей мере одно крепление (140 CD), которое разрывается, когда оно подвергается упомянутой определенной нагрузке.

6. Узел по предыдущему пункту, содержащий по меньшей мере две пары тяг, наклонных относительно радиального направления, в частности, по касательной относительно кольца выхлопного корпуса по меньшей мере с парой упомянутых первых тяг (40 A-D; 140 A-D), и по меньшей мере с парой упомянутых вторых тяг (40 E-F; 140 E-F).

7. Узел по предыдущему пункту, содержащий три пары тяг, при этом две пары тяг образуют упомянутые первые тяги, и одна пара образует упомянутые вторые тяги.

8. Узел по предыдущему пункту, в котором одна пара упомянутых первых тяг содержит палец (50) крепления к кольцу, способный разорваться, когда он подвергается определенной нагрузке, при этом палец второй пары тяг установлен со средством предотвращения неверного соединения.

9. Узел по предыдущему пункту, в котором средство предотвращения неверного соединения образовано разностью диаметров (D1, D2) головок (50А, 51А) упомянутых пальца (50), способного разорваться, когда он подвергается определенной нагрузке, и пальца (51) крепления второй пары тяг, и диаметром прохода головки пальца крепления второй пары тяг.

10. Двухконтурный турбореактивный двигатель с передним вентилятором и трактом вторичного потока, простирающимся ниже по потоку от вентилятора до, по меньшей мере, плоскости выхлопного корпуса, содержащего узел по одному из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

Устройство для соединения корпусов двухконтурного газотурбинного двигателя содержит тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя.

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.

При снятии внутреннего корпуса с машины, содержащей наружный и внутренний корпуса и ротор внутри внутреннего корпусы, сначала располагают опоры между наружным и внутренним корпусами.

Устройство выпуска отработавшего пара для модуля паровой турбины снабжено каналом (4а, 4b) для выпуска пара, ограниченным поверхностью (8а, 8b) диффузора (5а, 5b), направляющей пар, а также нижней стенкой (7а, 7b).

Паровая турбина (105) низкого давления имеет выхлопной патрубок (115). Внутренний корпус (125) опирается непосредственно на балочную стенку (131) фундамента (130) с помощью несущих кронштейнов (180).

Опорная стойка (430) для диафрагмы паровой турбины содержит основную вертикальную часть (435) с утолщением (447), которое проходит от указанной части (435) по существу перпендикулярно ей.

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).

Способ поперечного перемещения тяжелого компонента (10) собранной установки включает отсоединение указанного тяжелого компонента (10) от других компонентов собранной установки и от опорной плиты (40), к которой он прикреплен, подъем тяжелого компонента (10) над опорной плитой (40) с помощью подъемного устройства, расположенного в пределах опорной плиты (40), присоединение по меньшей мере пары рельсов (60) к опорной плите (40) под поднятым тяжелым компонентом (10), опускание тяжелого компонента (10) на тяговые механизмы (70), расположенные на указанной по меньшей мере паре рельсов (60), и поперечное перемещение тяжелого компонента (10) от опорной плиты (40) и других компонентов собранной установки.

Турбина для расширения газа и пара содержит корпус со спиралью, выполненные с возможностью прохождения текучей среды из впускного в выпускной канал через статорную и роторную группы, наружную трубу, а также может содержать торцевой щит, отходящий в радиальном направлении от упомянутой спирали в сторону оси турбинного вала.

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

Цех подготовки авиационных двигателей к транспортировке содержит участок (10) монтажа измерительных и испытательных средств на двигатель, средства (14) для перемещения двигателя в испытательное помещение (16) и возврата двигателя в цех, участок (18) демонтажа измерительных и испытательных средств, участок (20) эндоскопического контроля, участок (22) доводки и участок (24) транспортировки.

Предложены устройство (18) и способ поддержки цилиндрического элемента (12). Устройство (18) содержит основание (28), имеющее верхнюю поверхность (40) полусферической вогнутой формы, и каретку (30), опирающуюся на верхнюю поверхность (40) основания (28).

Узел турбомашины летательного аппарата содержит металлическую кольцевую соединительную конструкцию между двумя частями, а также первую кольцевую часть, изготовленную из композитного материала. Металлическая кольцевая соединительная конструкция содержит, в любой половине продольного сечения турбомашины, две первичные ветви и основание, а также две вторичные ветви и две третичные ветви. Две первичные ветви и основание образуют первый U-образный элемент, открывающийся в радиальном направлении от продольной оси кольцевой конструкции. Две вторичные ветви образуют второй U-образный элемент с одной из двух первичных ветвей, открывающийся в продольном направлении. Кольцевой край первой кольцевой части размещен во втором U-образном элементе. Две третичные ветви объединены с другой из двух первичных ветвей, чтобы сформировать третий U-образный элемент, открывающийся продольно в направлении, противоположном направлению второго U-образного элемента. Первичные ветви, вторичные ветви и третичные ветви, а также основание первого U-образного элемента изготовлены единой деталью. Другое изобретение группы относится к турбомашине летательного аппарата, содержащей указанный выше узел. Группа изобретений позволяет снизить массу соединительной конструкции турбомашины. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх