Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Узел соединения роторов содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, контровочную трубу и промежуточный вал. Вал турбины и цапфа ротора компрессора зафиксированы относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы. Стяжная труба контактирует со стороны компрессора с цапфой ротора компрессора по торцу и имеет резьбовую втулку, установленную на стяжной трубе со стороны турбины и жестко соединенную с валом турбины. Стяжная труба зафиксирована в окружном направлении относительно контровочной трубы шлицевым соединением, причем на наружной поверхности контровочной трубы со стороны компрессора выполнен радиальный бурт, контактирующий по торцу со стяжной трубой. Промежуточный вал охватывает вал турбины и зафиксирован относительно него в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении зафиксирован относительно последнего посредством регулировочной втулки и упорного кольца. Регулировочная втулка установлена со стороны компрессора на валу турбины по резьбе и контактирует с промежуточным валом по торцу. Упорное кольцо установлено на валу турбины с противоположной стороны промежуточного вала и контактирует с последним и радиальным выступом, выполненным на наружной поверхности вала турбины. Регулировочная втулка зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора в окружном направлении шлицевым соединением и контактирует с торцом радиального выступа, выполненного на цапфе ротора компрессора. Изобретение позволяет снизить массу узла соединения роторов, уменьшить его габариты, повысить долговечность, снизить износ и упростить сборку. 1 ил.

 

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий цапфу компрессора и вал турбины, соединенные между собой в осевом направлении с помощью промежуточного вала, стяжной втулки, регулировочного элемента, выполненного в виде резьбовой втулки, а в окружном направлении посредством шлицевых соединений через промежуточный вал, контровочную трубу, зафиксированную в осевом и окружном направлениях, причем стяжная втулка зафиксирована в окружном направлении шлицевым соединением относительно контровочной трубы, при этом в осевом направлении цапфа ротора компрессора соединена с промежуточным валом стяжным болтом, а вал турбины соединен с промежуточным валом стяжной втулкой, причем резьбовая втулка установлена в резьбовом отверстии вала турбины и зафиксирована в промежуточном валу от выворачивания, при этом на резьбовой втулке и стяжной втулке образованы выступы с контактирующими друг с другом торцевыми посадочными поверхностями, ограничивающими осевое смещение резьбовой втулки и стяжной втулки относительно друг друга, кроме того, стяжной болт зафиксирован в окружном направлении посредством шлицевого соединения с контровочной трубой (патент RU 2491450 C1, опубл. 27.08.2013).

Известному техническому решению присущи следующие недостатки. Передача крутящего момента от вала турбины на цапфу компрессора осуществляется через промежуточный вал через два ряда шлиц. Это значительно увеличивает массу и габариты стяжного устройства. При этом возможен перекос промежуточного вала из-за крутящего момента при возможной перекладке суммарной осевой силы ротора, это приводит к перекосу подшипника и, следовательно, снижению его долговечности. Также при передаче большого крутящего момента происходит деформация посадочной поверхности под подшипник. Это вызывает практически идентичные деформации внутреннего кольца подшипника и непостоянство диаметра беговой дорожки. Это повышает износ и снижает ресурс подшипника. Для регулирования осевого положения турбины за счет регулировочного элемента требуется осевое смещение турбины для вывода контровочных шлиц из зацепления. Это усложняет сборку узла.

Техническим результатом, достигаемым при изготовлении/использовании настоящего изобретения, является снижение массы заявленного узла, уменьшение его габаритов, повышение его долговечности, снижение степени износа, упрощение сборки.

Указанный технический результат достигается тем, что узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, зафиксированные относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы, контактирующей со стороны компрессора с цапфой ротора компрессора по торцу, с резьбовой втулкой, установленной на стяжной трубе со стороны турбины и жестко соединенной с валом турбины, контровочную трубу, относительно которой стяжная труба зафиксирована в окружном направлении шлицевым соединением, причем на наружной поверхности контровочной трубы со стороны компрессора выполнен радиальный бурт, контактирующий по торцу со стяжной трубой, промежуточный вал, охватывающий вал турбины и зафиксированный относительно его в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении зафиксированный относительно последнего посредством регулировочной втулки, установленной со стороны компрессора на валу турбины по резьбе и контактирующей с промежуточным валом по торцу, а также упорного кольца, установленного на валу турбины с противоположной стороны промежуточного вала и контактирующего с последним и радиальным выступом, выполненным на наружной поверхности вала турбины, при этом упомянутая регулировочная втулка зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора в окружном направлении шлицевым соединением и контактирует с торцом радиального выступа, выполненного на цапфе ротора компрессора.

Такое выполнение устройства позволяет снизить массу, уменьшить габариты узла за счет исключения дополнительного шлицевого зацепления. Крутящий момент передается непосредственно от вала турбины на вал компрессора, не оказывая существенного влияния на промежуточный вал и подшипник, снижая степень износа и повышая тем самым его долговечность. Для регулирования осевого положения турбины не требуется смещения ротора, что облегчает сборку узла. Фиксация регулировочной втулки осуществляется посредством шлицевого соединения с цапфой ротора компрессора, при этом сохраняется модульность двигателя, т.к. съем компрессора не нарушает крепление вала турбины.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурой чертежа, на которой изображен продольный разрез узла соединения роторов компрессора и турбины ГТД.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит вал турбины 1, в который заведена цапфа ротора компрессора 2, зафиксированные относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением 3, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы 4, контактирующей со стороны компрессора с цапфой ротора компрессор 2 по торцу, с резьбовой втулкой 6, установленной на стяжной трубе 4 со стороны турбины и жестко соединенной с валом турбины 1, контровочную трубу 7, относительно которой стяжная труба 4 зафиксирована в окружном направлении шлицевым соединением 8, причем на наружной поверхности контровочной трубы 7 со стороны компрессора выполнен радиальный бурт 9, контактирующий по торцу со стяжной трубой 5, промежуточный вал 10, охватывающий вал турбины 1 и зафиксированный относительно его в окружном направлении посредством шлицевого соединения 11, а в осевом направлении зафиксированный относительно последнего посредством регулировочной втулки 12, установленной со стороны компрессора на валу турбины 1 по резьбе и контактирующей с промежуточным валом 10 по торцу, а также упорного кольца 13, установленного на валу турбины 1 с противоположной стороны промежуточного вала 10 и контактирующего с последним и радиальным выступом 14, выполненным на наружной поверхности вала турбины 1, при этом упомянутая регулировочная втулка 12 зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора 2 в окружном направлении шлицевым соединением 15 и контактирует с торцом радиального выступа 16, выполненного на цапфе ротора компрессора 2.

Узел собирается следующим образом. В собранный подшипниковый узел, содержащий промежуточный вал 10, устанавливается вал турбины 1. Регулировочная втулка 12 выставляет осевое положение турбины и прижимается за счет резьбового соединения через упорное кольцо 13 к торцу промежуточного вала. Для исключения проскальзывания вала турбины 1 относительно промежуточного вала 10 предусмотрено шлицевое соединение 11. Далее устанавливается компрессор, цапфа которого упирается в регулировочную втулку 12, образуя шлицевые соединения 3 и 15. В осевом положении цапфа ротора компрессора 2 фиксируется стяжной трубой 4, ввинченной в резьбовую втулку 6. Стяжная труба 4 контрится контровочной трубой 7 шлицевым соединением 8.

В процессе работы крутящий момент от вала турбины 1 на цапфу ротора компрессора 2 передается через шлицевое соединение 3. Суммарная осевая нагрузка от роторов передается на промежуточный вал 10 через регулировочную втулку 12 либо через упорное кольцо 13 в зависимости от направления осевой силы. Для однозначного положения в окружном направлении промежуточный вал 10 связан с валом турбины 1 шлицевым соединением 11.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, зафиксированные относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы, контактирующей со стороны компрессора с цапфой ротора компрессора по торцу, с резьбовой втулкой, установленной на стяжной трубе со стороны турбины и жестко соединенной с валом турбины, контровочную трубу, относительно которой стяжная труба зафиксирована в окружном направлении шлицевым соединением, причем на наружной поверхности контровочной трубы со стороны компрессора выполнен радиальный бурт, контактирующий по торцу со стяжной трубой, промежуточный вал, охватывающий вал турбины и зафиксированный относительно его в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении зафиксированный относительно последнего посредством регулировочной втулки, установленной со стороны компрессора на валу турбины по резьбе и контактирующей с промежуточным валом по торцу, а также упорного кольца, установленного на валу турбины с противоположной стороны промежуточного вала и контактирующего с последним и радиальным выступом, выполненным на наружной поверхности вала турбины, при этом упомянутая регулировочная втулка зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора в окружном направлении шлицевым соединением и контактирует с торцом радиального выступа, выполненного на цапфе ротора компрессора.



 

Похожие патенты:

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).

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.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов барабанно-дискового типа осевых компрессоров и турбин.

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя диск (13) вентилятора (2) и конусный вал (8) компрессора низкого давления (3), закрепленные радиальными фланцами (9) и (16) на радиальном фланце (11) общего вала (12) вентилятора призонными болтами (19).

Соединительная муфта для присоединения ротора к установке для тестирования балансировки включает основную часть корпуса, множество соединительных элементов и кольцо.

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.

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками.

Турбинная установка содержит роторную машину (12, 14, 24) и балансировочный груз (78). Роторная машина содержит вращающийся компонент (62) с канавкой (76), имеющей основание (84) и пару наклонных сторон (86), сходящихся друг к другу в первом направлении (66) от основания (84) с образованием проема (92).

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.

Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления.

Изобретение относится к области металлургии, а именно, к изготовлению сектора газотурбинного двигателя. Способ изготовления сектора колеса газотурбинного двигателя (11), содержащего лопатки (9), установленные в полках (7, 8) лопаток включает изготовление лопаток (9) отдельно от полок (7, 8) лопаток; приготовление смеси металлического порошка с термопластическим связующим материалом; впрыскивание смеси в литейную форму для получения заготовок полок (7, 8) лопаток; удаление связующего материала из заготовок полок (7, 8) лопаток; соединение лопаток (9) с заготовками полок (7, 8) лопаток путем установки лопаток (9) между внутренней (8) и внешней (7) полками лопаток.

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками.

Турбина включает турбинный диск и другую турбинную часть, между которыми образована полость. Турбинный диск содержит первый и второй выступы. Первый и второй выступы образованы так, что обеспечивается возможность закрепления балансировочного грузика между первым выступом и вторым выступом. Первый выступ содержит уплотнительную секцию, которая способна уплотнять проход текучей среды между турбинным диском и другой турбинной частью турбины. Полость между турбинным диском и другой турбинной частью ограничена радиально внутрь уплотнительной секцией и радиально наружу другим уплотнением. При изготовлении турбинного диска для турбины, имеющей турбинный диск и другую турбинную часть, между которыми образована полость, формируют первый и второй выступы на турбинном диске. Первый и второй выступы формируют так, что обеспечивается возможность закрепления балансировочного грузика между ними. Полость между турбинным диском и другой турбинной частью ограничивают радиально внутрь уплотнительной секцией и радиально наружу другим уплотнением. Группа изобретений позволяет упростить изготовление турбинного диска, имеющего балансировочную и уплотнительную системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Узел соединения роторов содержит вал турбины, в который заведена цапфа ротора компрессора, контровочную трубу и промежуточный вал. Вал турбины и цапфа ротора компрессора зафиксированы относительно друг друга в окружном направлении шлицевым соединением, а в осевом направлении стяжным устройством, выполненным в виде стяжной трубы. Стяжная труба контактирует со стороны компрессора с цапфой ротора компрессора по торцу и имеет резьбовую втулку, установленную на стяжной трубе со стороны турбины и жестко соединенную с валом турбины. Стяжная труба зафиксирована в окружном направлении относительно контровочной трубы шлицевым соединением, причем на наружной поверхности контровочной трубы со стороны компрессора выполнен радиальный бурт, контактирующий по торцу со стяжной трубой. Промежуточный вал охватывает вал турбины и зафиксирован относительно него в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении зафиксирован относительно последнего посредством регулировочной втулки и упорного кольца. Регулировочная втулка установлена со стороны компрессора на валу турбины по резьбе и контактирует с промежуточным валом по торцу. Упорное кольцо установлено на валу турбины с противоположной стороны промежуточного вала и контактирует с последним и радиальным выступом, выполненным на наружной поверхности вала турбины. Регулировочная втулка зафиксирована относительно цапфы ротора компрессора в окружном направлении шлицевым соединением и контактирует с торцом радиального выступа, выполненного на цапфе ротора компрессора. Изобретение позволяет снизить массу узла соединения роторов, уменьшить его габариты, повысить долговечность, снизить износ и упростить сборку. 1 ил.

Наверх