Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает в себя валы (5) и (12) вентилятора (2) и турбины низкого давления (11), соединенные с помощью эвольвентных шлиц (13). Внутри вала (5) вентилятора установлен стяжной винт (14) на сферических кольцах (16) и (17) и ввернут в стяжную втулку (15). Втулка (15) установлена в валу (12) турбины низкого давления с помощью сферического кольца (19) и зафиксирована в окружном направлении шлицами (20) балансировочной втулки (21). Втулка (21) установлена внешними осевыми ребрами (22) во внутренней кольцевой канавке (23) вала (5) вентилятора и зафиксирована относительно осевых выступов (28) на его хвостовике (24) в осевом и в окружном направлениях радиальными выступами (25), выполненными на радиальном ребре (26), и стопорным кольцом (27) с возможностью установки в кольцевой канавке (23) вала в пазах (29) между осевыми ребрами (22) втулки (21) балансировочных грузиков (30). Боковые стенки (33) и (34) пазов (29) выполнены параллельными между собой. Путем устранения дисбаланса вала вентилятора и исключения изгибных напряжений в стяжном винте повышается надежность двухконтурного газотурбинного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, в соединении валов турбины и компрессора которого крутящий момент передается с помощью шлицевой муфты, состоящей из двух половин, а осевое усилие передается с помощью сферического хвостовика, ввернутого в вал турбины. (Скубачевский Г.С. «Авиационные газотурбинные двигатели», 1969 г., стр. 148, рис. 5.43).

Недостатком известной конструкции являются увеличенные габариты и повышенный вес конструкции.

Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный газотурбинный двигатель, в соединении валов которого крутящий момент передается с вала на вал с помощью эвольвентных шлиц, а осевое усилие передается с помощью стяжного винта (патент RU №2 251 009, F02C 3/06).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность из-за возможного дисбаланса вала вентилятора, а также из-за возможности поломки стяжного винта вследствие появления в нем изгибных напряжений.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности двухконтурного газотурбинного двигателя путем устранения дисбаланса вала вентилятора и исключения изгибных напряжений в стяжном винте.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, включающем валы вентилятора и турбины низкого давления, соединенные с помощью эвольвентных шлиц и стяжного винта, установленного внутри вала вентилятора, согласно изобретению стяжной винт установлен внутри вала вентилятора на сферических кольцах и ввернут в стяжную втулку, установленную в валу турбины низкого давления с помощью сферического кольца и зафиксированную в окружном направлении шлицами балансировочной втулки, установленной внешними осевыми ребрами во внутренней кольцевой канавке вала вентилятора и зафиксированной относительно осевых выступов на его хвостовике в окружном и в осевом направлениях радиальными выступами, выполненными на радиальном ребре, и стопорным кольцом с возможностью установки в кольцевой канавке вала в пазах между осевыми ребрами втулки балансировочных грузиков, при этом боковые стенки пазов выполнены параллельно между собой.

Установка стяжного винта внутри вала вентилятора на сферических кольцах и вворачивание его в стяжную втулку, установленную в валу турбины низкого давления с помощью сферического кольца и зафиксированную в окружном направлении шлицами балансировочной втулки, установленной внешними осевыми ребрами во внутренней кольцевой канавке вала вентилятора и зафиксированной относительно осевых выступов на его хвостовике в окружном и в осевом направлениях радиальными выступами, выполненными на радиальном ребре, повышает надежность стяжного винта, исключая в нем изгибные напряжения, при этом стяжной винт и стяжная втулка работают только на растяжение, что увеличивает их долговечность.

Установка в кольцевой канавке вала в пазах между осевыми ребрами втулки с параллельными между собой боковыми стенками балансировочных грузиков позволяет увеличить опорную поверхность осевых ребер втулки и исключить ее износ при работе газотурбинного двигателя.

На фиг. 1 изображен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.

На фиг. 4 - сечение А-А на фиг. 3.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 и компрессора низкого давления (КНД) 3, ротор 4 которого установлен на одном валу 5 с рабочим колесом 6 вентилятора 2, а также из разделительного корпуса 7, компрессора высокого давления (КВД) 8, камеры сгорания 9, турбины высокого давления (ТВД) 10 и турбины низкого давления (ТНД) 11, соединенной валом 12 с валом 5 вентилятора 2.

Крутящий момент с вала 12 ТНД 11 передается на вал 5 вентилятора 2 с помощью эвольвентных шлиц 13, а осевое усилие - с помощью стяжного винта 14 ввернутого в стяжную втулку 15.

Стяжной винт 14 установлен внутри вала 5 вентилятора 2 с помощью сферических колец 16, 17 и зафиксирован в окружном направлении с помощью шлицевой муфты 18, а стяжная втулка 15 установлена внутри вала 12 ТНД с помощью сферического кольца 19 и зафиксирована в окружном направлении шлицами 20 с помощью шлицевой балансировочной втулки 21, установленной внешними осевыми ребрами 22 во внутренней кольцевой канавке 23 вала 5 вентилятора 2 и зафиксированной на хвостовике 24 вала 5 в окружном и осевом направлениях с помощью радиальных выступов 25, выполненных на радиальном кольцевом ребре 26, и стопорного кольца 27 - относительно осевых выступов 28 хвостовика 24 вала 5.

В пазах 29 между ребрами 22 втулки 21 устанавливаются балансировочные грузики 30, которые под действием центробежных сил своей внешней поверхностью 31 опираются на внутреннюю поверхность 32 кольцевой канавки 23 вала 5.

Боковые стенки 33 и 34 пазов 29 выполнены параллельными, что увеличивает внешнюю поверхность 35 выступов 22 и исключает их износ при работе газотурбинного двигателя.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двухконтурного газотурбинного двигателя 1 возможны повышенные вибрации валов 5 и 12 вентилятора 2 и ТНД 11, однако этого не происходит, так как вал 5 вентилятора 2 отбалансирован с помощью балансировочных грузиков 30. Балансировочная втулка 21 фиксирует грузики 30 в окружном и осевом направлениях, одновременно фиксируя стяжную втулку 15 в окружном направлении, что исключает рассоединение валов 5 и 12.

Двухконтурный газотурбинный двигатель, включающий валы вентилятора и турбины низкого давления, которые соединены с помощью эвольвентных шлиц и стяжного винта, установленного внутри вала вентилятора, отличающийся тем, что стяжной винт установлен внутри вала вентилятора на сферических кольцах и ввернут в стяжную втулку, установленную в валу турбины низкого давления с помощью сферического кольца и зафиксированную в окружном направлении шлицами балансировочной втулки, установленной внешними осевыми ребрами во внутренней кольцевой канавке вала вентилятора и зафиксированной относительно осевых выступов на его хвостовике в окружном и в осевом направлениях радиальными выступами, выполненными на радиальном ребре, и стопорным кольцом с возможностью установки в кольцевой канавке вала в пазах между осевыми ребрами втулки балансировочных грузиков, при этом боковые стенки пазов выполнены параллельными между собой.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Изобретение относится к мультипликатору для газотурбинного двигателя. Его турбинное колесо представляет собой механическую передачу, состоящую из ведущего корпуса (6), на внешней окружной поверхности которого размещены турбинные лопатки (8).

Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый и второй винты противоположного вращения и устройство механической трансмиссии.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные в промежуточном валу цапфу компрессора, вал турбины, стяжное устройство, контровочную трубу, а также регулировочную втулку и упорную гайку.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, соединенный с валом компрессора болтовым соединением, и втулку, расположенную с внутренней стороны ступицы диска.

Дифференциальный редуктор турбовинтового двигателя включает входной вал-шестерню, внутренний и внешний выходные валы-шестерни, четыре шестерни с большим зубчатым венцом, а также по две шестерни с малым зубчатым венцом для внешнего и внутреннего выходных валов-шестерен соответственно.

Изобретение относится к редукторам газотурбинных двигателей и может найти применение, например, в малоразмерных авиационных турбовинтовых двигателях. Планетарно-дифференциальный редуктор включает входной вал-шестерню, имеющий внешнее зубчатое зацепление с блоком сателлитов, внутренний выходной вал и наружный выходной вал с телом вращения, содержащим зубчатый венец внутреннего зацепления.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является сохранение соосности роторов компрессора и турбины при их отсоединении во время нештатной ситуации.

Механизм содержит пару воздушных винтов противоположного вращения, турбину привода, соединенный с ней вал, неподвижный кожух, служащий опорой турбине посредством вала и двух подшипников, а также трансмиссию и втулку.

Изобретение относится к области изготовления ротора турбины газотурбинного двигателя, состоящего из двух и более деталей, изготовленных преимущественно из никелевого жаропрочного сплава с применением электронно-лучевой сварки.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск третьей ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск второй ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск первой ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к рабочим колесам компрессоров низкого давления авиационных ТРД.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных ТРД. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей. Диск последней ступени ротора компрессора низкого давления ТРД выполнен в виде моноэлемента, включает обод, переходящий в кольцевое полотно, усиленное ступицей, снабженной центральным отверстием.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей (КНД ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы, включая цапфы передней и задней опоры вала, диски и проставки. На второй стадии сборочные единицы собирают в три монтажные секции для последовательного их соединения с образованием вала ротора. Каждую секцию выполняют неразборной. В первую секцию монтируют, последовательно соединяя цапфу передней опоры вала ротора, диск первой ступени, диск второй ступени и проставку. В состав второй секции включают диск третьей ступени, к которому неразъемно присоединяют цапфу задней опоры вала ротора и проставку. Третью секцию выполняют в виде диска четвертой ступени. На третьей стадии монтажные секции последовательно разъемно соединяют через проставки и завершают монтаж конструкции вала ротора, разъемно соединяя проставку второй секции с третьей секцией. Диски всех ступеней изготавливают в виде моноэлемента, включающего обод, переходящий в кольцевое полотно со ступицей, которую выполняют с центральным отверстием. Обод выполняют вписанным в условную поверхность усеченного конуса, расширяющегося в направлении потока рабочего тела, с промежуточным радиусом в средней условной плоскости полотна диска, равным проектному радиусу внутреннего контура проточной части двигателя в указанном сечении, считая от оси вала до внешней поверхности обода. Обод каждого диска снабжают пазами для лопаток ротора, которые равномерно распределяют по периметру и выполняют наклонными к оси вала. Количество и частоту размещения пазов увеличивают в направлении потока рабочего тела от диска к диску от первой к третьей секции, в том числе размещая продольные оси пазов в ободе диска четвертой ступени с угловой частотой Y=(9,5÷14,8) [ед/рад] и наклоном к оси ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиусу, проведенному через центральную точку оси паза. Технический результат группы изобретений, связанных единым творческим замыслом, состоит в улучшении технологических параметров изготовления КНД, необходимых для повышения КПД, и расширении запаса газодинамической устойчивости в полном диапазоне режимов работы компрессора на 2,2% при повышении ресурса вала ротора в 2 раза без увеличения материалоемкости компрессора. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает в себя валы и вентилятора и турбины низкого давления, соединенные с помощью эвольвентных шлиц. Внутри вала вентилятора установлен стяжной винт на сферических кольцах и и ввернут в стяжную втулку. Втулка установлена в валу турбины низкого давления с помощью сферического кольца и зафиксирована в окружном направлении шлицами балансировочной втулки. Втулка установлена внешними осевыми ребрами во внутренней кольцевой канавке вала вентилятора и зафиксирована относительно осевых выступов на его хвостовике в осевом и в окружном направлениях радиальными выступами, выполненными на радиальном ребре, и стопорным кольцом с возможностью установки в кольцевой канавке вала в пазах между осевыми ребрами втулки балансировочных грузиков. Боковые стенки и пазов выполнены параллельными между собой. Путем устранения дисбаланса вала вентилятора и исключения изгибных напряжений в стяжном винте повышается надежность двухконтурного газотурбинного двигателя. 4 ил.

Наверх