Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине. Стопор выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента во время штатной работы турбомашины, содержащей указанную редукторную систему, и с возможностью контактирования с этим жестким элементом во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения. Более податливая часть во время работы турбомашины допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. При опирании редукторной системы в турбомашине применяют более податливую часть для обеспечения перемещения редукторной системы относительно других частей турбомашины и применяют менее податливую часть, имеющую стопор, для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении. Группа изобретений позволяет обеспечить адаптацию редукторной системы турбомашины к допускам опорного узла и деформации самой турбомашины во время ее работы, а также исключить нештатное перемещение редукторной системы в осевом направлении. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

[0001] Настоящее изобретение относится к ограничению перемещения редукторной системы в турбомашине во время нештатной ситуации.

Уровень техники

[0002] Турбомашины, в частности газотурбинные двигатели, обычно содержат вентиляторную секцию, турбинную секцию, компрессорную секцию и секцию камеры сгорания. В турбомашинах может использоваться редукторная система, соединяющая вентиляторную секцию и турбинную секцию.

[0003] Чтобы удерживать редукторную систему в турбомашине используются опорные конструкции. Опорные конструкции могут быть относительно податливыми, как например, предложено в патенте US 7011599, чтобы допускать некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. Нештатные ситуации, связанные с двигателем, в частности, потеря лопатки вентилятора или поломка опор подшипников вала вентилятора, могут вызывать значительное осевое перемещение редукторной системы и вентилятора относительно других частей турбомашины. Как известно, такие перемещения являются нежелательными. Относительно податливые опорные конструкции не могут удерживать редукторную систему во время таких нештатных ситуаций в двигателе.

Сущность изобретения

[0004] Опорный узел редукторной системы турбомашины согласно примерному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочего, опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, который ограничивает осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.

[0005] В другом неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного опорного узла редукторной системы турбомашины этот узел может содержать более податливую часть и менее податливую часть, которые являются частями одной монолитной опоры.

[0006] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины этот узел может содержать стопор, который, в свою очередь, содержит множество выступов, проходящих радиально позади части опорного элемента, который непосредственно соединяется с редукторной системой.

[0007] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать множество выступов, распределенных по окружности вокруг оси.

[0008] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать опорный элемент в виде жесткого элемента.

[0009] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая представляет собой кольцо.

[0010] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая во время работы турбомашины выдерживает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины.

[0011] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая соединяет редукторную систему с конструкцией корпуса турбомашины.

[0012] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая непосредственно соединена с конструкцией корпуса.

[0013] Опорный узел редукторной системы турбомашины согласно другому иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит, в частности, менее податливую часть, закрепленную относительно корпуса двигателя турбомашины, и более податливую часть, закрепленную относительно корпуса двигателя турбомашины и редукторной системы. Менее податливая часть содержит стопор, который ограничивает осевое перемещение редукторной системы относительно корпуса двигателя.

[0014] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая, в свою очередь, содержит отдельные секции, распределенные по окружности вокруг оси турбомашины.

[0015] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины каждая из отдельных секций может содержать радиально выступающие части, способные радиально заходить за элемент, перемещаемый с редукторной системой.

[0016] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать радиально выступающие части, которые отходят от аксиально выступающих частей отдельных секций.

[0017] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать аксиально выступающие части, которые проходят дальше по окружности, чем радиально выступающие части.

[0018] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины более податливая часть может представлять собой кольцо.

[0019] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать более податливую часть, закрепленную непосредственно на опорном элементе редукторной системы.

[0020] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть и более податливую часть, расположенную аксиально позади редукторной системы относительно направления потока через турбомашину.

[0021] Способ опирания редукторной системы в турбомашине согласно другому примерному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочего, применение относительно податливого опорного плеча, допускающего перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины, и применение относительно жесткого опорного плеча для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении.

[0022] В следующем неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного способа опирания редукторной системы в турбомашине данный способ может содержать относительно податливое опорное плечо и относительно жесткое опорное плечо аксиально позади турбомашины относительно направления потока через турбомашину.

[0023] В следующем неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного способа опирания редукторной системы в турбомашине способ может содержать податливое опорное плечо и жесткое опорное плечо, которые являются частями одного и того же монолитного опорного узла.

[0025] В следующем неограничивающем варианте осуществления одного из вышеуказанных способов опирания редукторной системы в турбомашине способ может содержать относительно жесткое опорное плечо, которое ограничивает перемещение во время нештатной ситуации.

Краткое описание чертежей

[0025] Различные характеристики и достоинства раскрытых примеров станут более понятными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже подробного описания. Чертежи, сопровождающие подробное описание, можно кратко описать следующим образом:

[0026] На фиг. 1 показан в частичном разрезе пример осуществления турбомашины.

[0027] На фиг. 2А очень схематично показан пример осуществления опорного узла редукторной системы турбомашины, показанной на фиг. 1, при штатной работе.

[0028] На фиг. 2B очень схематично показана опора редукторной системы с фиг. 2А во время нештатной ситуации.

[0029] На фиг. 3 показан в аксонометрии другой пример опорного узла редукторной системы, пригодного для применения в турбомашине с фиг. 1.

[0030] На фиг. 4 вид по оси опорного узла с фиг. 3.

[0031] На фиг. 5 показано в аксонометрии опорное кольцо, пригодное для применения с опорным узлом с фиг. 3.

[0032] На фиг. 6 в разрезе по линии 6-6 с фиг. 4 и 5 показан опорный узел с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.

[0033] На фиг. 7 в разрезе по линии 7-7 с фиг. 4 и 5 показан опорный узел с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.

[0034] На фиг. 8 показана в аксонометрии область 8 с фиг. 6.

[0035] На фиг. 9 в направлении D с фиг. 3 и 5 показана в аксонометрии часть опорного узла с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.

Подробное раскрытие изобретения

[0001] На фиг. 1 схематически показан вариант осуществления турбомашины, которая в данном примере представляет собой газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 является двухкаскадным турбовентиляторным газотурбинным двигателем, который обычно содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Другие примеры могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) наряду с другими системами или компонентами.

[0002] В раскрытом неограничивающем примере осуществления показан двухконтурный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку эти положения могут быть использованы для других типов газотурбинных двигателей, включая трехкаскадные системы.

[0003] В показанном примере двигателя 20 вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур. Сжатый воздух из компрессорной секции 24 проходит через секцию 26 камеры сгорания. Газообразные продукты сжигания расширяются в турбинной секции 28.

[0004] Показанный в качестве примера двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя. Низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 опираются с возможностью вращения на несколько подшипниковых систем 38a-38c. При этом следует понимать, что различные подшипниковые системы 38a-38c могут быть альтернативно или дополнительно установлены на различных участках.

[0005] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессор 44 низкого давления и турбину 46 низкого давления. Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редукторной системы 48 для приведения вентилятора 42 во вращение с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30.

[0006] Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления.

[0007] Секция 26 камеры сгорания содержит ряд камер 56 сгорания, распределенных по окружности, и обычно расположена в осевом направлении между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления.

[0008] Промежуточная силовая рама 58 неподвижной конструкции 36 двигателя обычно расположена в осевом направлении между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 поддерживает подшипниковые системы 38a-38c в турбинной секции 28.

[0009] Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентричными и вращаются при помощи, по меньшей мере, подшипниковых систем 38b-38c вокруг центральной продольной оси A двигателя, коллинеарной продольным осям внутреннего вала 40 и наружного вала 50.

[0010] В примерном двигателе 20 поток воздуха внутреннего контура сжимается компрессором 44 низкого давления, затем - компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания и далее расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 имеет аэродинамические поверхности 60, которые расположены на пути движения воздушного потока во внутреннем контуре. В ответ на указанное расширение турбина 54 высокого давления и турбина 46 низкого давления приводят во вращение соответствующий высокоскоростной каскад 32 и низкоскоростной каскад 30.

[0011] В некоторых неограничивающих примерах двигатель 20 представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 превышает примерно шесть (6:1).

[0012] Редукторная система 46 в примере двигателя 20 содержит эпициклическую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу. В качестве примера эпициклическая передача имеет понижающее передаточное число, большее чем приблизительно 2,3 (2,3:1).

[0013] Отношение давлений в турбине 46 низкого давления представляет собой отношение давления на входе турбины 46 низкого давления к давлению на выходе турбины 46 низкого давления перед реактивным соплом двигателя 20. В одном неограничивающем варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 превышает примерно десять (10:1), диаметр вентилятора является значительно большим, чем диаметр компрессора 44 низкого давления, а турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений, которое превышает приблизительно 5 (5:1). Редукторная система 48 в этом варианте осуществления представляет собой эпициклическую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2 (2,5:1). Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера для одного варианта осуществления двигателя с редукторной системой, и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, в том числе для безредукторных турбовентиляторных двигателей.

[0014] В этом варианте осуществления примерного двигателя 20 значительная величина тяги обеспечивается потоком B наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Мах на высоте примерно 35000 футов. Этот режим полета с оптимальным потреблением топлива двигателем 20 также известен как крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption,). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий потреблению топлива на единицу тяги.

[0015] Отношение давлений в вентиляторе представляет собой отношение давлений на лопатке вентиляторной секции 22 без применения системы выходных направляющих лопаток вентилятора. Нижнее отношение давлений в вентиляторе согласно одному неограничивающему варианту осуществления примера двигателя 20 составляет менее чем 1,45.

[0016] Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора, деленную на промышленную стандартную температурную поправку "T7518,70,5. T представляет собой температуру окружающей среды в градусах Ранкина. Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора согласно одному неограничивающему варианту осуществления двигателя 20 составляет менее чем примерно 1150 фут/с (351 м/с).

[0017] Во время работы двигателя 20 могут возникать нештатные ситуации, в частности, потеря вентиляторной лопатки или поломка подшипниковой опоры вала вентилятора. В таких случаях вентилятор 42 может иметь опасную тенденцию перемещения вперед в осевом направлении относительно других частей двигателя 20, при этом вентилятор 42 и связанные с ним компоненты отделяются от двигателя 20.

[0018] В этом примере подшипники 38а представляют собой упорные подшипники. Во время нештатной ситуации упорные подшипники являются одним конструктивным элементом, который используется в примерном двигателе 20 для ограничения тенденции перемещения вентилятора 42 вперед в осевом направлении относительно остальных частей двигателя 20. Если подшипники 38а неэффективно ограничивают перемещение вентилятора 42, то его перемещение может вызывать опасное отделение редукторной системы 48 и других компонентов двигателя 20 от двигателя 20.

[0019] Как показано на фиг. 2A и 2B в продолжение фиг. 1, примерный двигатель 20 содержит другие конструктивные элементы, которые ограничивают перемещение вентилятора 42 во время нештатной ситуации, в частности, если подшипники 38а оказываются неэффективными. Так, примерный двигатель 20 содержит опорный узел 70 редукторной системы, который ограничивает перемещение вентилятора 42 и редукторной системы 48 вперед во время нештатной ситуации.

[0020] Показанный в качестве примера опорный узел 70 содержит, по меньшей мере, первое плечо 78 и второе плечо 82. Первое плечо 78 и второе плечо 82 непосредственно соединяются с конструкциями 84 корпуса двигателя, которые действуют как механическое основание.

[0021] В показанном примере первое плечо 78 является менее податливым, чем второе плечо 82. Таким образом, опорный узел 70 имеет менее податливую часть и более податливую часть. При этом следует отметить, что первое плечо 78 и второе плечо 82 расположены в осевом направлении позади редукторной системы 48 относительно направления потока через двигатель 20.

[0022] При штатной работе двигателя 20 один конец второго плеча 82 опорного узла 70 соединяется с жестким элементом 86, который непосредственно соединен с редукторной системой 48. Второе плечо 82 поддерживает редукторную систему 48 через жесткий элемент 86.

[0023] Второе плечо 82 является относительно податливым и, следовательно, допускает некоторые перемещения редукторной системы 48 относительно других частей двигателя 20. Некоторое перемещение редукторной системы 48 относительно других частей двигателя 20 является необходимым для адаптации, например, к допускам узла и деформации двигателя 20 при штатной работе.

[0024] Во время нештатной ситуации, в частности при потере лопатки, редукторная система 48 может испытывать экстремальную нагрузку в направлении F вследствие вращения вентилятора 42 и его тенденции к перемещению в осевом направлении вперед относительно других частей двигателя 20. Эта нагрузка является особенно вероятной в случае поломки подшипников 38а.

[0025] В такой ситуации экстремальные перемещения редукторной системы 48 ограничиваются первым плечом 78. В данном примере нагрузка в направлении F заставляет жесткий элемент 86 непосредственно контактировать с первым плечом 78 в области 88. Этот контакт блокирует перемещение редукторной системы 48 в осевом направлении от двигателя 20. Поскольку редукторная система 48 соединена с вентилятором 42, ограничение перемещения редукторной системы 48 может предотвращать перемещение вентилятора 42 вперед в осевом направлении относительно остальных частей двигателя 20.

[0026] На фиг. 3-10 показан другой пример опорного узла 100, пригодный для применения в двигателе 10 и содержащий первое плечо 104 и второе плечо 108. Второе плечо 108 является более податливым, чем первое плечо 104. В этом примере первое плечо 104 и второе плечо 108 представляют собой части одной и той же детали. При этом первое плечо 104 и второе плечо 108 выполнены в виде общей отливки, образуя единую монолитную деталь. В других примерах первое плечо 104 и второе плечо 108 соединены вместе при помощи сварки.

[0027] В показанном примере опорный узел 100 прикреплен к корпусу двигателя 84 (фиг. 2A и 2B) при помощи шпонок. В других примерах крепление может осуществляться другими способами.

[0028] Противоповоротная рама 112 прикреплена непосредственно ко второму плечу 108. Противоповоротная рама 112 представляет собой вид опорного элемента. В показанном примере противоповоротная рама 112 содержит пять фланцев 116, распределенных по окружности вокруг противоповоротной рамы 112. Фланцы 116 непосредственно соединяются с редукторной системой 48. Противоповоротная рама 112 закрепляет шестерни редукторной системы 48, предотвращая их вращение.

[0029] В показанном примере противоповоротная рама 112 предназначена для перемещения с редукторной системой 48. Второе плечо 108, которое является относительно податливым, допускает перемещения редукторной системы 48 (и противоповоротной рамы 112) при штатной работе двигателя 20.

[0030] В этом примере первое плечо 104 содержит пять отдельных секций, распределенных по окружности вокруг оси A двигателя 20. В отличие от этого второе плечо 108 представляет собой кольцо, проходящее по окружности вокруг оси A. В данном примере первое плечо 104 представлено как содержащее отдельные секции. Однако в другом примере первое плечо 104 может быть выполнено в виде кольца. В следующих примерах одни части первого плеча 104 представляют собой кольцо, в то время как другие части разделены на секции.

[0031] Каждое первое плечо 104 содержит аксиально выступающую часть 124 и радиально выступающую часть 128. В этом примере аксиально выступающая часть 124 каждого первого плеча 104 проходит по окружности дальше, чем радиальная часть 128. Каждая из радиально выступающих частей 128 находится возле лежащего на окружности центра соответствующего первого плеча 104. Радиально выступающие части 128 рассматриваются в данном примере в качестве выступов.

[0032] Следует отметить, что радиально выступающие части 128 радиально заходят за наружный периметр 132 противоповоротной рамы 112. Поэтому во время нештатной ситуации, когда противоповоротная рама 112 выдвигается вперед, передняя боковая поверхность 136 противоповоротной рамы 112 вступает в контакт с задней боковой поверхностью 140 каждой из радиально выступающих частей 128. Контакт между этими поверхностями 136 и 140 блокирует дальнейшее перемещение вперед в осевом направлении противоповоротной рамы 112, и, следовательно, дальнейшее перемещение вперед в осевом направлении редукторной системы 48.

[0033] Противоповоротная рама 112 содержит пазы 144, в которые входят радиально выступающие части 128 во время сборки. Пазы 144 позволяют радиально выступающей части 128 перемещаться в осевом направлении во время сборки в положение, в котором поверхность 140 обращена к поверхности 136. После перемещения в осевом направлении в указанное положение противоповоротная рама 112 поворачивается относительно опорной конструкции 100 таким образом, чтобы поверхность 140 была, по меньшей мере, частично, выровненной по окружности с поверхностью 136.

[0034] Как нетрудно понять, аксиально выступающие части 124 ограничивают радиальные перемещения противоповоротной рамы 112 и, следовательно, радиальное перемещение редукторной системы 48.

[0035] Кроме ограничения радиального перемещения и осевого перемещения вперед редукторной системы 48 примерная опорная конструкция 100 содержит язычок 150, который ограничивает круговое перемещение редукторной системы 48. Редукторная система 48 содержит элемент рамы (не показан), который непосредственно соединяется с редукторной системой 48 и вступает в контакт с язычком 150 для ограничения окружного момента редукторной системы 48.

[0036] Конструктивные особенности раскрытых примеров содержат опорную конструкцию, которая допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей двигателя при штатной работе двигателя, однако, ограничивает перемещения во время нештатных ситуаций, в частности, перемещения редукторной системы вперед в осевом направлении.

[0037] Приведенное выше описание представлено в качестве примера и не является ограничением по своему характеру. Для специалистов в данной области техники очевидно, что в раскрытые примеры могут быть внесены изменения и модификации, которые не обязательно отклоняются от сути настоящего изобретения. При этом объем правовой охраны для данного изобретения можно определить только путем изучения прилагаемой формулы изобретения.

1. Опорный узел (70; 100) редукторной системы турбомашины, содержащий:

опору, имеющую более податливую часть (82; 108) и менее податливую часть (78; 104), при этом менее податливая часть (78; 104) содержит стопор (88; 128), ограничивающий осевое перемещение редукторной системы (48) в турбомашине (20),

отличающийся тем, что стопор (88; 128) выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента (112) во время штатной работы турбомашины (20), содержащей указанную редукторную систему (48), и с возможностью контактирования с этим жестким элементом (112) во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения, при этом более податливая часть (82; 108) во время работы турбомашины (20) допускает некоторое перемещение редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20).

2. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) являются частями одной монолитной опоры.

3. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором стопор содержит множество выступов (128), каждый из которых заходит радиально за часть жесткого элемента (112), непосредственно соединенную с редукторной системой, при этом множество выступов (128) распределены по окружности вокруг оси.

4. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) представляет собой кольцо.

5. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) соединяет редукторную систему (48) с конструкцией (84) корпуса турбомашины (20).

6. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) непосредственно соединена с конструкцией (84) корпуса.

7. Опорный узел редукторной системы турбомашины по любому из предыдущих пунктов, в котором менее податливая часть (78; 104) закреплена относительно корпуса (84) турбомашины, а более податливая часть (82; 108) закреплена относительно корпуса (84) турбомашины и редукторной системы (48), при этом стопор (88; 128) ограничивает осевое перемещение редукторной системы (48) относительно корпуса (84) турбомашины.

8. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 7, в котором менее податливая часть (104) содержит отдельные секции (104), распределенные по окружности вокруг оси турбомашины (20).

9. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 8, в котором каждая из отдельных секций (104) содержит радиально выступающие части (128), радиально заходящие за жесткий элемент (112), перемещаемый с редукторной системой (48).

10. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 9, в котором радиально выступающие части (128) отходят от аксиально выступающих частей (124) отдельных секций (104), при этом аксиально выступающие части (124) проходят по окружности дальше, чем радиальные части (128).

11. Опорный узел редукторной системы турбомашины по любому из пп. 8-10, в котором более податливая часть (82; 108) представляет собой кольцо и закреплена непосредственно на жестком элементе (112) редукторной системы,

при этом менее податливая часть (78; 104) и более податливая часть (82; 108) расположены в осевом направлении позади редукторной системы (48) относительно направления потока через турбомашину (20).

12. Способ опирания редукторной системы (48) в турбомашине (20), содержащий:

применение более податливой части (82; 108) для обеспечения перемещения редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20); и

применение менее податливой части (78; 104), имеющей стопор (88; 128) для ограничения перемещения редукторной системы (48) в осевом направлении,

отличающийся тем, что стопор (88; 128) выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента (112) во время штатной работы турбомашины (20), содержащей указанную редукторную систему (48), и с возможностью контактирования с этим жестким элементом (112) во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения, при этом более податливая часть (82; 108) во время работы турбомашины (20) допускает некоторое перемещение редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20).

13. Способ по п. 12, в котором более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) расположены аксиально позади редукторной системы (48) относительно направления потока через турбомашину (20),

при этом более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) представляют собой части одного монолитного опорного узла.



 

Похожие патенты:

Система передачи мощности для турбомашины содержит передаточный вал, связанный с валом двигателя с помощью средств соединения и приводящий в действие оборудование или вспомогательные средства.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система, содержащая газовую турбину (23), первую нагрузку (71) и вторую нагрузку (72), приводимые в действие с помощью газовой турбины.

Газотурбинный двигатель содержит гибкую опору для зубчатой передачи привода вентилятора. Первая турбинная секция имеет первую выходную площадь и способна вращаться с первой скоростью.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам крутящего момента от турбины высокого давления ЦКП и кинематически соединенные с ней редукторы приводов КДА и КСА.

Двухвальный турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, модуль высокого давления с ротором высокого давления, модуль турбины низкого давления, промежуточный корпус, содержащий упорный подшипник ротора высокого давления.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, а также систему изменения скорости.

Изобретение относится к приспособлению для центровки валов, содержащему центральную ступицу и множество регулируемых рычагов. Регулируемые рычаги соединены с центральной ступицей и включают в себя ближний концевой участок и дальний концевой участок.

Изобретение относится к авиационным двигателям, а более конкретно к одноступенчатым редукторам. Одноступенчатый понижающий редуктор для авиационного двигателя имеет коаксиальную пару кольцевых шестерен, коаксиальную пару прямозубых шестерен и несущий элемент, соединенный с входным валом редуктора.

Газотурбинный двигатель содержит гибкую опору для зубчатой передачи привода вентилятора. Первая турбинная секция имеет первую выходную площадь и способна вращаться с первой скоростью.

Транспортабельный газотурбинный модуль содержит основание, на которое опираются мощная газовая турбина и нагрузка, а также конструкцию, окружающую турбину и нагрузку и соединенную с основанием.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину привода вентилятора, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от 0,5 до 1,5.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно к конструкциям основных камер сгорания. Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевой топливный коллектор, установленный вокруг внешней стороны корпуса камеры сгорания, и множество кронштейнов крепления кольцевого коллектора.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит цилиндрический канал холодного потока, на продольных концах которого расположены корпус, окружающий вентилятор турбореактивного двигателя, и опорное кольцо, соединенное с выпускным корпусом.

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор высокого давления, спрямляющий аппарат которого размещен на двух упругих обечайках диффузора камеры сгорания.

Группа изобретений относится к узлу опорной стойки для опоры корпуса функционального блока газовой турбины, к газовой турбине и к способу опоры корпуса функционального блока газовой турбины.

Изобретение относится к энергетике. Устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала и находящегося в контакте с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбину привода вентилятора, сообщающуюся с камерой сгорания, редукторную систему, гибкую опору и смазочную систему.

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине. Стопор выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента во время штатной работы турбомашины, содержащей указанную редукторную систему, и с возможностью контактирования с этим жестким элементом во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения. Более податливая часть во время работы турбомашины допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. При опирании редукторной системы в турбомашине применяют более податливую часть для обеспечения перемещения редукторной системы относительно других частей турбомашины и применяют менее податливую часть, имеющую стопор, для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении. Группа изобретений позволяет обеспечить адаптацию редукторной системы турбомашины к допускам опорного узла и деформации самой турбомашины во время ее работы, а также исключить нештатное перемещение редукторной системы в осевом направлении. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх