Узел для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата



Узел для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата
Узел для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата
Узел для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата
Узел для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2566617:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Изобретение относится к металлической кольцевой соединительной конструкции между двумя частями турбомашины летательного аппарата, предпочтительно турбореактивного типа турбомашины.

В таком турбореактивном двигателе, как, например, описано в документе FR2896481 А1, предусмотрены одна или несколько металлических кольцевых соединительных конструкций, которые будут соединять две кольцевые части. Например, это имеет место для металлической кольцевой соединительной конструкции между находящейся ниже по потоку частью, образующей конструкцию реверсора тяги, и находящейся выше по потоку частью, образующей оболочку, чья внутренняя поверхность определяет поверхность наружного разграничения вторичного кольцевого потока, эта находящаяся выше по потоку часть также называется наружным вентиляторным трактом.

В этом случае любое полусечение через соединительную конструкцию содержит две ветви и основание, образующие U-образный элемент, который открывается в радиальном направлении от продольной оси. Более того, когда одна из частей, которая должна быть присоединена, изготовлена из композитного материала, соединительная конструкция нормально используется с металлическим крепежным фланцем, присоединенным болтами к одной из ветвей вышеупомянутого U-образного элемента, который сам определяет второй U-образный элемент, открывающийся продольно, для того чтобы вмещать кольцевой край части, изготовленной из композитного материала.

Наличие этого дополнительного крепежного фланца в комбинации с наличием болтов, используемых для его прикрепления, оказывает сильное влияние на общую массу полученного узла до такой степени, что большая часть выгоды, являющейся результатом использования композитного материала для рассматриваемой части, теряется.

Эта проблема массы обостряется, когда две части, которые должны соединяться, изготовлены из композитного материала, так как, в таком случае, должны быть предусмотрены два отдельных крепежных фланца, каждый из которых крепится болтами к центральному U-образному элементу соединительной конструкции.

Для того чтобы справляться с этой проблемой массы, изобретение, прежде всего, предлагает металлическую кольцевую соединительную конструкцию между двумя частями для турбомашины летательного аппарата с двумя первичными ветвями и основанием в любом полусечении, образующими первый U-образный элемент, открывающийся радиально внутрь или наружу от продольной оси упомянутой кольцевой конструкции, и двумя вторичными ветвями, образующими второй U-образный элемент, с одной из двух первичных ветвей, открывающийся продольно. Согласно изобретению первичная и вторичная ветви и основание первого U-образного элемента изготовлены единой деталью.

Таким образом, посредством формирования кольцевой соединительной конструкции в качестве единой детали, результатом является экономия по массе, в особенности потому, что больше нет никакой необходимости прикреплять болтами первый U-образный элемент ко второму U-образному элементу.

Предпочтительно, любое полусечение соединительной конструкции также содержит две третичных ветви, объединяющихся с другой из двух первичных ветвей для формирования третьего U- образного элемента, открывающегося продольно в направлении, противоположном направлению второго U-образного элемента, а первичные, вторичные и третичные ветви и основание первого U- образного элемента изготовлены единой деталью. В этой конфигурации второй U-образный элемент может удерживать первую часть, предпочтительно изготовленную из композитного материала, наряду с тем, что третий U-образный элемент может принимать вторую часть, также предпочтительно изготовленную из композитного материала. В качестве альтернативы, вторая часть может устанавливаться непосредственно на одну из ветвей первого U-образного элемента, например, посредством скрепления болтами, особенно, если она является металлической.

Еще одним объектом настоящего изобретения является узел для турбомашины летательного аппарата, содержащий металлическую кольцевую конструкцию, описанную выше, и первую кольцевую часть, изготовленную из композитного материала, кольцевой край которой размещен в упомянутом втором U-образном элементе. Предпочтительно, как упомянуто выше, узел также содержит вторую кольцевую часть, изготовленную из композитного материала, один кольцевой край которой размещен в упомянутом третьем U-образном элементе.

В заключение, еще одним объектом изобретения является турбомашина летательного аппарата, содержащая узел, подобный описанному выше, в которой, предпочтительно:

- упомянутая металлическая кольцевая соединительная конструкция центрирована по продольной оси турбомашины;

- упомянутая первая кольцевая часть содержит средство, формирующее оболочку, чья внутренняя поверхность определяет поверхность наружного разграничения вторичного потока турбомашины; и

- упомянутая вторая кольцевая часть формирует конструкцию реверсора тяги.

Предпочтительно, турбомашина также содержит выпускной кожух, присоединенный к упомянутой металлической кольцевой соединительной конструкции, скомпонованной радиально наружу от этого выпускного кожуха, через соединительные тяги.

Другие преимущества и характеристики изобретения станут очевидны после прочтения подробного неограничивающего описания, приведенного ниже.

Это описание ссылается на прилагаемые чертежи, в числе которых:

- фиг. 1 показывает схематичный вид продольного полусечения двухконтурного турбореактивного двигателя для летательного аппарата согласно одному из предпочтительных вариантов осуществления этого изобретения;

- фиг. 2 показывает местный вид в перспективе кольцевой металлической соединительной конструкции, установленной на турбореактивном двигателе, показанном на предыдущей фигуре;

- фиг. 3 показывает схематический вид полусечения узла турбореактивного двигателя, содержащего металлическую кольцевую соединительную конструкцию; и

- фиг. 4 показывает вид, подобный таковому на фиг. 3, с узлом в виде еще одного предпочтительного варианта осуществления этого изобретения.

Прежде всего, со ссылкой на фиг. 1, фигура показывает предпочтительный вариант осуществления турбореактивного двигателя 1 летательного аппарата. На всем протяжении остального описания, термины «передний» и «задний» существуют относительно движения вперед летательного аппарата, вызванного тягой из турбореактивного двигателя, это направление является схематически представленным стрелкой 2. Более того, термины «находящийся выше по потоку» и «находящийся ниже по потоку» должны рассматриваться относительно направления основного газового потока внутри турбореактивного двигателя, против направления 2 движения вперед летательного аппарата.

Двигаясь в порядке от находящегося выше по потоку края к находящемуся ниже по потоку краю, турбореактивный двигатель 1 с продольной осью 4 содержит вентилятор 6, компрессор 8 низкого давления, компрессор 10 высокого давления, кольцевую камеру 12 сгорания, турбину 14 высокого давления и турбину 16 низкого давления. Компрессоры, турбины и камера сгорания формируют газогенератор, который частично закрыт центральным кожухом 18, центрированным по оси 4, через который проходит первичный поток Fp турбореактивного двигателя.

В этом случае турбина 10 высокого давления является центрифугой, а потому, содержит центробежное колесо, которое дает возможность максимизировать расстояние до центрального кожуха 18 оси 4 в радиальном направлении на находящемся ниже по потоку краю этого колеса.

Этот центральный кожух 18 продолжает промежуточный кожух 20, оснащенный концентрической внутренней обечайкой 22 и наружной обечайкой 24, в заднем направлении, в котором есть конструктивные кронштейны 26 между обечайками для соединения оболочек. Наружная обечайка 24 аэродинамически продолжает кожух 28 вентилятора в заднем направлении наряду с тем, что внутренняя обечайка 22 расположена радиально наружу от переднего края центрального кожуха 18, прикрепленного к втулке 30 промежуточного кожуха.

Задний край центрального кожуха 18 также продолжается выпускным кожухом 32, расположенным ниже по потоку от турбины 16 низкого давления.

Все вышеупомянутые кожухи прикреплены друг к другу, чтобы совместно формировать конструкцию, через которую проходят статические и динамические силы.

Первое средство 36, формирующее оболочку, аэродинамически продолжает внутреннюю обечайку 22 в заднем направлении и скомпоновано вокруг центрального кожуха 18. Это средство, называемое внутренним вентиляторным трактом, имеет наружную кольцевую поверхность 37, которая формирует внутреннее разграничение вторичного кольцевого потока 38, через которое проходит вторичный поток Fs турбореактивного двигателя. Поверхность 37 аэродинамически продолжает другую поверхность 39 в заднем направлении, которая также формирует внутреннее разграничение вторичного кольцевого потока 28, эта поверхность 39 определяется внутренней обечайкой 22. Более того, есть смеситель 4 8 ниже по потоку от поверхности 37, который имеет известную функцию смешивания первичного Fp и вторичного Fs потоков.

Кольцевое пространство 46, оставленное свободным между центральным кожухом 18 и первым средством, формирующим оболочку, действует в качестве отделения, названного «центральное отделение», внутри которого размещено оборудование.

Второе средство 41, формирующее оболочку, скомпоновано концентрически и снаружи от вышеупомянутого первого средства 36, аэродинамически продолжая наружную обечайку 24 в заднем направлении. Это средство, называемое наружным вентиляторным каналом, имеет внутреннюю кольцевую поверхность 42, которая формирует наружное разграничение потока 38. Поверхность 42 аэродинамически продолжает еще одну поверхность 43 в заднем направлении, также используемую для наружного разграничения кольцевого вторичного потока 38, эта поверхность 43 определяется наружной обечайкой 24.

Второе средство, формирующее оболочку 41, предпочтительно изготовленное из композитного материала типа, включающего в себя смесь полимера и стекловолокон и/или углеродных волокон, предпочтительно крепится выше по потоку от наружной обечайки 24 и ниже по потоку от металлической кольцевой соединительной конструкции, которая также формирует часть этого изобретения.

Эта соединительная конструкция, ссылка 50 на фигурах, присоединяет оболочку 41 к находящейся ниже по потоку кольцевой конструкции 51, формирующей реверсор тяги, также предпочтительно изготовленной из композитного материала типа, включающего в себя смесь полимера и стекловолокон и/или углеродных волокон. Кольцевая конструкция, образующая реверсор 51 тяги, подобно соединительной конструкции 50, центрирована на оси 4. Ее внутренняя поверхность 53 также формирует наружное разграничение кольцевого вторичного потока 38, расположенного на заднем продолжении поверхности 42.

Как может быть видно на фиг. 1, выпускной кожух 32 присоединен через соединительные тяги 52 к соединительной конструкции 50, расположенной прилегающей к наружной части этого кожуха 32 в радиальном направлении.

Соединительные тяги 52 скомпонованы в поперечной плоскости турбореактивного двигателя и проходят через первую оболочку 36, снабженную прорезями, через которые могут проходить эти тяги, наружный радиальный конец каждой из тяг устанавливается на соединительной конструкции 50, а внутренний радиальный конец сочленяется с выпускным кожухом 32.

Фиг. 2 показывает примерный вариант осуществления соединительной конструкции 50, изготовленной единой деталью, например, посредством отливки или механической обработки цельного кольца.

Любое полусечение соединительной конструкции 50 в радиальной и продольной плоскости, прежде всего, содержит центральную часть с двумя первичными ветвями 60а, 60b и основанием 62, совместно формирующими U-образный элемент, открывающийся наружу в радиальном направлении от продольной оси 4. Основание 62 находится вдоль продольной оси наряду с тем, что ветви 60а, 60b находятся в радиальном направлении.

Соединительная конструкция 50 также содержит две вторичных ветви 66а, 66b, которые, с радиально внутренней частью первичной ветви 60а, образуют второй U-образный элемент 68, открывающийся продольно вперед. Подобным образом, соединительная конструкция 50 также содержит две третичных ветви 70а, 70b, которые, с радиально внутренней частью первичной ветви 60b, образуют третий U-образный элемент 72, открывающийся продольно в заднем направлении.

В показанном варианте осуществления, ветви 66b, 70b и основание 62, расположенное между ветвями, формируют единую непрерывную прямую линию, параллельную оси 4.

Фиг. 3 показывает узел 74, включающий в состав соединительную конструкцию 50, которая только что была описана со ссылкой на фиг. 2, и оболочку 41 и конструкцию 51 реверсора тяги. Находящийся ниже по потоку кольцевой край оболочки 41 размещен в кольцевом пространстве, определенном вторым U- образным элементом 68, и прикреплен к нему посредством радиальных болтов 80, или тому подобного. Подобным образом, находящийся выше по потоку кольцевой край конструкции 51 реверсора тяги размещается в кольцевом пространстве, определенным третьим U-образным элементом 72, и крепится к нему посредством радиальных болтов 82, или тому подобного. Эта фиг. 3 показывает, что наружный радиальный край соединительных тяг 52 сочленен с первым U-образным элементом 64 посредством продольных осей 86, установленных на их концах, на первичных ветвях 60а, 60b. Это делается формированием надлежащих отверстий 88 в основании 62, так что тяги 52 могут проходить через них.

Один из альтернативных вариантов осуществления, показанный на фиг. 4, показывает соединительную конструкцию 50, которая не имеет третьего U-образного элемента, этот альтернативный вариант является предпочтительным, когда конструкция, образующая конструкцию 51 реверсора тяги, может устанавливаться непосредственно на находящуюся выше по потоку первичную ветвь 60b, например, посредством крепления болтами. Это имеет место, особенно когда конструкция 51 является металлической.

Подобным образом, было бы возможным сохранить только третий U-образный элемент и удалить второй, когда оболочка 41 может устанавливаться непосредственно на находящуюся выше по потоку первичную ветвь 60а, например, посредством крепления болтами.

Очевидно, специалисты в данной области техники могли бы произвести многие модификации в отношении изобретения, которое описано выше исключительно в качестве неограничивающих примеров.

1. Узел (74) для турбомашины летательного аппарата, содержащий металлическую кольцевую соединительную конструкцию (50) между двумя частями, а также первую кольцевую часть (41), изготовленную из композитного материала, при этом упомянутая металлическая кольцевая соединительная конструкция содержит, в любой половине продольного сечения турбомашины, две первичные ветви (60а, 60b) и основание (62), образующие первый U-образный элемент (64), открывающийся в радиальном направлении от продольной оси (4) упомянутой кольцевой конструкции, две вторичные ветви (66а, 66b), образующие второй U-образный элемент (68) с одной из двух первичных ветвей, открывающийся в продольном направлении,
отличающийся тем, что первичные ветви (60а, 60b) и вторичные ветви (66а, 66b), а также основание (62) первого U-образного элемента изготовлены единой деталью, тем, что кольцевой край первой части (41) размещен в упомянутом втором U-образном элементе (68), а также тем, что конструкция (50), в любой половине продольного сечения турбомашины, также содержит две третичные ветви (70а, 70b), объединяющиеся с другой из двух первичных ветвей, чтобы сформировать третий U-образный элемент (72), открывающийся продольно в направлении, противоположном направлению второго U-образного элемента (68), и тем, что первичные ветви (60а, 60b), вторичные ветви (66а, 66b) и третичные ветви (70а, 70b), а также основание (62) первого U-образного элемента изготовлены единой деталью.

2. Узел (74) по п. 1, также содержащий вторую кольцевую часть (51), изготовленную из композитного материала, один кольцевой край которой размещен в упомянутом третьем U-образном элементе (72).

3. Турбомашина (1) летательного аппарата, содержащая узел (74) по п. 1.

4. Турбомашина по п. 3, в которой:
- упомянутая металлическая кольцевая соединительная конструкция (50) центрирована по продольной оси (4) турбомашины;
- упомянутая первая кольцевая часть содержит средства (41), формирующие оболочку, чья внутренняя поверхность определяет кольцевую поверхность (42) наружного ограничения вторичного потока (38) турбомашины; и
- упомянутая вторая кольцевая часть формирует конструкцию (51) реверсора тяги.

5. Турбомашина по п. 3 или 4, также содержащая выпускной кожух (32), присоединенный к упомянутой металлической кольцевой соединительной конструкции (50), выполненной радиально наружу от этого выпускного кожуха, через соединительные тяги (52).



 

Похожие патенты:

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.

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.

Газотурбинный двигатель включает устройство блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, и теплозащитный лист, установленный между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента направляющего аппарата.

При ремонте фланца картера турбомашины, содержащего отверстие для болта крепления оборудования и выполненного из материала, не поддающегося сварке, выполняют зенкованное углубление во фланце вокруг отверстия для прохождения болта.

Способ изготовления кожуха турбинной установки большой мощности для общественных электроэнергетических систем включает в себя этапы, на которых изготавливают кожух турбинной установки.

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.

Изобретение относится к радиальному детандеру. Радиальный детандер содержит по меньшей мере одну секцию радиального детандера, расположенную в едином корпусе.

Ступень турбины содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, удерживаемого внешним корпусом. Каждый кольцевой сектор содержит задний край, имеющий кольцевую выемку, ограниченную передним кольцевым упором, задним кольцевым упором и донной стенкой.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах.

Кожух компрессора осевой турбомашины и способ изготовления кожуха. Кожух содержит опору (34) в целом цилиндрической формы, изготовленную из композиционного материала, металлическое кольцо (36), прилегающее при помощи сцепления к внутрилежащей поверхности опоры (34), и слой истираемого материала (22), прилегающий при помощи плазменного напыления к внутрилежащей поверхности металлического кольца (36).

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу.

Корпус осевого газотурбинного двигателя, предназначенный для направления кольцевого потока, содержит первую и вторую оболочку, выполненные смежными и соосными. Первая оболочка содержит цилиндрический фланец и центрирующую поверхность, а вторая оболочка содержит фланец и центрирующие средства, выполненные с возможностью радиального сопряжения с центрирующей поверхностью. Фланец первой оболочки содержит вырезы, распределенные по его окружности, причем центрирующие средства проходят в осевом направлении от фланца второй оболочки через вырезы к центрирующей поверхности, когда два фланца находятся в контакте. Другое изобретение группы относится к осевому газотурбинному двигателю, содержащему турбовентилятор, компрессор и турбину, причем течение потоков определено корпусами, выполненными как указано выше. Группа изобретений позволяет уменьшить радиус центрируемых между собой крепежных фланцев корпуса газотурбинного двигателя. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх