Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент. Элемент гибкой связи содержит первую фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и вторую фиксирующую часть, связанную с аксиальным выхлопным кожухом второй осевой связью. Элемент гибкой связи содержит расположенный по оси свободный конец. Жесткий блокирующий элемент содержит фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и расположенный аксиально свободный конец, выровненный радиально со свободным концом элемента гибкой связи и образующий средства упора последнего в случае радиальной деформации элемента гибкой связи в процессе работы двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность соединения между металлической и композитной деталями газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение касается области газотурбинных двигателей, используемых для привода в движение летательных аппаратов.

Документы ЕР-А2-1391582, DE-A1-4343658 и ЕР-А1-2246530 представляют известный уровень техники.

Для уменьшения потребления топлива летательным аппаратом решение состоит в облегчении массы летательного аппарата и его оборудования. Для этого было предложено облегчить массу газотурбинных двигателей путем использования газотурбинных двигателей с применением композитного материала вместо металлических деталей.

В качестве примера было предложено заменить кожух турбины низкого давления двухконтурного турбореактивного двигателя кожухом из композитного материала на керамической основе (типа оксида или нет), известного специалистам под аббревиатурой СМС. Кожух турбины низкого давления классически жестко соединен с другими деталями двигателя, которые являются металлическими. Механическое соединение между кожухом СМС и механической деталью имеет недостатки в том, что композитный материал обладает объемным расширением, отличным от объемного расширения металлического расширения, например, до четырех раз меньшим. Отсюда следует необходимость использования так называемых «упругих» механических соединений между композитной деталью и металлической деталью для исключения чрезмерного напряжения композитной детали вследствие различного объемного расширения. Тем не менее, необходимо, чтобы упругая связь была достаточно жесткой для обеспечения передачи усилий между деталями и исключения нарушения динамического отклика связанных деталей.

Как изображено на фиг. 1, из заявки на патент FR 2935753 А1 компании SNECMA PROPULSION SOLIDE известна упругая связь 90 между кольцевой деталью 20 из твердого металлического материала авиационного двигателя и задней частью корпуса из композитного материала на керамической основе 30, выполненной, по меньшей мере, в своей передней части, в форме тела вращения. Упругая связь 90 содержит первый конец 91, закрепленный на металлической детали 20 осевым болтом А1, и второй конец 92, закрепленный на входной части детали заднего корпуса из композитного материала 30 радиальным болтом А2. Этот тип упругой связи 90 не приспособлен для двигателей большого размера и значительной массы, так как необходимо использовать радиальные болты А2 - для соединения второго конца 92 упругой связи 90 с входной частью детали заднего корпуса 30 - которые испытывают сильные напряжения на срез в таких двигателях и которые ограничивают срок их службы. Подходящим решением для этого было бы увеличение размера радиальных болтов А2, но это увеличило бы их массу, что противоречит поставленной цели. Кроме того, радиальные болты А2 могут создать помехи при передаче осевых усилий, а также для герметизации между двумя деталями 20, 30. Более того, упругая связь 90, изображенная на фиг. 1, не адаптирована для обеспечения механической устойчивости сильно нагруженных деталей, таких как кожух турбины или выхлопной кожух вследствие их малой жесткости. Наконец, такое соединение может быть повреждено в случае отрыва фрагмента лопатки. Для устранения, по меньшей мере, некоторых из этих недостатков, в изобретении предлагается газотурбинный двигатель для приведения в движение летательного аппарата, при этом упомянутый двигатель расположен с входа на выход и содержит композитную деталь, металлическую деталь и устройство упругого крепления упомянутых деталей, содержащее:

- элемент гибкой связи, включающий первую фиксирующую часть, связанную с металлической деталью осевой связью и вторую фиксирующую часть, связанную с композитной деталью осевой связью, при этом упомянутый элемент гибкой связи имеет простирающийся по оси свободный конец; и

- жесткий блокирующий элемент, содержащий фиксирующую часть, связанную с металлической деталью осевой связью, и размещенный аксиально свободный конец, при этом свободный конец выровнен радиально со свободным концом элемента гибкой связи для того, чтобы ограничить деформацию соединительного элемента в процессе работы двигателя.

Устройство крепления соединено через осевые соединения для улучшения передачи усилий между композитной деталью и металлической деталью. Осевое соединение обладает повышенным сроком службы по сравнению с радиальным соединением, которое подвержено сдвиговым напряжениям.

Устройство крепления позволяет, с одной стороны, придать упругость благодаря своему упругому соединительному элементу, что является предпочтительным для компенсации различий объемных расширений в процессе работы и, с другой стороны, придать жесткость благодаря своему блокирующему элементу, который ограничивает любую чрезмерную деформацию соединительного элемента и защитить соединение.

Устройство крепления по изобретению является, кроме того, достаточно жестким для осуществления передачи структурных усилий между композитной деталью и металлической деталью.

Предпочтительно, свободный конец блокирующего элемента является радиально внешним относительно свободного конца соединительного элемента. Таким образом, свободный конец блокирующего элемента контактирует со свободным концом соединительного элемента, когда соединительный элемент чрезмерно деформируется.

Предпочтительным образом упругий соединительный элемент содержит промежуточную часть, связывающую первую фиксирующую часть со второй фиксирующей частью, при этом упомянутый промежуточный элемент содержит сквозные отверстия для придания гибкости соединительному элементу.

Предпочтительно, промежуточная часть упругого соединительного элемента простирается аксиально. Таким образом, любой наклон одного из концов соединительного элемента сглаживается упругостью его промежуточной части, которая расположена аксиально.

В соответствии с вариантом изобретения устройство крепления содержит герметизирующий элемент, размещенный между соединительным элементом и блокирующим элементом. Герметизирующий элемент позволяет исключить любую утечку энергетического потока воздуха из двигателя, в частности, через отверстия, пересекающие соединительный элемент. Предпочтительно, герметизирующий элемент выполнен в форме искривленной прокладки.

Предпочтительным образом, соединительный элемент и блокирующий элемент соединены с металлической деталью одной и той же осевой связью. Таким образом, фиксирующий элемент может быть быстро установлен на двигатель.

В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения, радиально внутренняя часть фиксирующего элемента является толстой по сравнению с его радиально наружной частью для того, чтобы удержать любой обломок двигателя. Действительно, если представить себе отрыв фрагмента лопатки, то последний переместится в двигатель, но не нарушит связь, которая защищена радиально внутренней частью фиксирующего устройства, которая является толстой. В этом примере рассматриваемые элементы лопаток утолщены, то есть свободный конец соединительного элемента и блокирующего элемента. Предпочтительным образом, фиксирующее устройство предоставляет, с одной стороны, большую упругость для обеспечения компенсации различных объемных расширений в процессе работы и, с другой стороны, большую жесткость для обеспечения удержания фрагмента лопатки в случае поломки.

Предпочтительно, блокирующий элемент имеет толщину, превышающую толщину соединительного элемента. Таким образом, жесткий блокирующий элемент может защитить соединительный элемент, который является тонким для придания большей гибкости. Это является особенно предпочтительным для защиты соединительного элемента в случае потери фрагмента лопатки.

Предпочтительно также, свободный конец соединительного элемента имеет толщину, превышающую толщину его фиксирующих частей. Таким образом, это позволяет защитить упругую часть соединительного элемента, а также осевую связь с композитной деталью. Предпочтительным образом, часть свободного конца соединительного элемента, которая находится напротив свободного конца блокирующего элемента, является менее толстой, чем часть, которая не находится напротив, для ограничения массы устройства. Действительно, в случае потери фрагмента лопатки на уровне части свободного конца соединительного элемента, который находится напротив свободного конца блокирующего элемента, связь защищена толщиной блокирующего элемента и толщиной соединительного элемента.

В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения металлической деталью является кожух турбины турбореактивного двигателя, а композитной деталью является выхлопной кожух турбореактивного двигателя. Предпочтительно выхлопной кожух выполнен из материала СМС.

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

- фиг. 1 изображает вид в разрезе упругого соединения из известного уровня техники (уже описанного);

- фиг. 2 изображает вид в разрезе турбореактивного двигателя, металлический кожух турбины которого и выхлопной кожух из композитного материала соединены упругим устройством крепления по изобретению;

- фиг. 3 изображает вид крупным планом устройства упругого крепления по фиг. 2; и

- фиг. 4 изображает вид крупным планом входной части устройства крепления по фиг. 2.

Следует отметить, что чертежи детально представляют изобретение для его внедрения, при этом упомянутые чертежи служат для лучшего понимания изобретения в необходимом случае.

Изобретение будет представлено для турбореактивного двигателя для осуществления движения самолета, но отсюда следует, что изобретение используется с любым газотурбинным двигателем для осуществления движения летательного аппарата.

В этом примере турбореактивный двигатель содержит кожух турбины низкого давления из металлического материала и выхлопной кожух из композитного материала, которые связаны соединительным устройством по изобретению, отсюда следует, что изобретение может использоваться для соединения другой металлической детали с другой композитной деталью турбореактивного двигателя.

Как изображено на фиг. 2, двухконтурный турбореактивный двигатель расположен аксиально с входа на выход по оси Х и содержит аксиальный кожух турбины низкого давления 2 из металлического материала, соединенный с аксиальным выхлопным кожухом 3 из композитного материала устройством крепления 4. Аксиальный кожух турбины низкого давления является кольцевой деталью, простирающейся по оси Х и являющейся радиально наружной относительно кожуха низкого давления 1 двухконтурного турбореактивного двигателя. На фиг. 2 кожух низкого давления содержит вал низкого давления, на котором размещены радиальные лопатки 9. Кожух 2 турбины низкого давления является структурной деталью, которая позволяет предпочтительно воспринимать тягу турбореактивного двигателя для ее передачи летательному аппарату, на котором установлен турбореактивный двигатель. Кожух 2 турбины низкого давления выполнен из металлического сплава, обладающего в горячем состоянии сопротивлением аустенитного типа и оканчивающегося на выходном конце фиксирующим фланцем 21, как изображено на фиг. 3. Выходной фиксирующий фланец 21 простирается радиально и содержит множество отверстий, расположенных по его окружности для обеспечения осевой связи В1 с устройством крепления 4, как будет подробнее объяснено ниже.

Выхлопной кожух 3 - также кольцевой - установлен на выходе кожуха турбины 2 низкого давления и позволяет направлять выхлопные газы, исходящие из камеры сгорания турбореактивного двигателя, расположенной на входе турбины высокого давления. Для облегчения массы выхлопной кожух 3 выполнен их композитного материала. В этом примере выхлопной кожух 3 выполнен из композитного материала на керамической основе, известного специалистам под аббревиатурой СМС. Как изображено на фиг. 3, выхлопной кожух 3 содержит на своем входном конце фиксирующий фланец 31, который простирается радиально и который содержит множество отверстий, распределенных по его окружности для обеспечения осевой связи В2 с устройством крепления 4, как будет детально представлено ниже.

Как показано на фиг. 2 и 3 кожух турбины низкого давления 2 и выхлопной кожух 3 созданы фиксирующим устройством крепления 4 с возможностью компенсации дифференциального расширения между кожухами 2 и 3, согласно фиг. 3, устройство крепления 4 содержит кольцевой элемент связи 5 и кольцевой блокирующий элемент 6.

Элемент упругой связи 5

В этом примере элемент связи 5 устройства упругого крепления 4 выполнен в форме моноблочной детали из металла, предпочтительно из металлического сплава, сопротивляющегося в горячем состоянии по аустенитному типу на основе никеля.

Как изображено на фиг. 3, элемент связи 5 содержит, от входа к выходу, входную часть 51 крепления к кожуху турбины низкого давления 2, промежуточную часть 52 и выходную часть 53 крепления к выхлопному кожуху 3. Входная фиксирующая часть выполнена в виде фиксирующего фланца, который простирается радиально и содержит множество отверстий, распределенных по его окружности для обеспечения осевой связи В1 с фиксирующим фланцем 21 кожуха турбины 2 низкого давления. Другими словами, соединительный элемент 5 имеет на входе L-образную форму.

Промежуточная часть 52 элемента связи 5 простирается по оси между фиксирующими частями 51, 53 и содержит сквозные отверстия 54, распределенные по ее окружности так, чтобы обеспечить упругость элементу связи 5. В этом примере элемент связи 5 содержит множество сквозных отверстий 54 диаметром порядка 500 мм, но отсюда следует, что количество и размеры отверстий 54 могут изменяться для придания делаемой упругости элементу связи 5. Отсюда вытекает, что промежуточная часть 52 элемента связи 5 могла бы также иметь другую форму. Предпочтительно, промежуточная часть 52 элемента связи 5 выполнена толщиной порядка 1-2 мм для обеспечения упругости.

Выходная фиксирующая часть 53 элемента связи 5 расположена радиально и содержит множество отверстий, распределенных по ее окружности для обеспечения осевой связи В2 с фиксирующим фланцем 31 выхлопного кожуха 3. Выходная фиксирующая часть 53 оканчивается свободным концом 55, который простирается от выхода ко входу от радиально нижнего края выходной фиксирующей части 53, как изображено на фиг. 3 и 4. Таким образом, свободный конец 55 расположен радиально ниже относительно промежуточной части 52 элемента связи 5. Другими словами, элемент связи 5 выполнен на выходе U-образной формы, при этом основание U расположено радиально, а ветви U вытянуты по оси, как изображено на фиг. 3 и 4. Элемент связи 5 имеет, в общем, форму «беличьей клетки», так как он является кольцевым и снабжен поперечными отверстиями 54.

Свободный конец 55 элемента связи 5 имеет толщину, превышающую толщину промежуточной части 52 элемента связи 5 для того, чтобы образовать защиту устройства крепления 4 в случае потери фрагмента лопатки 9 турбореактивного двигателя.

В этом примере на фиг. 4 часть 55А свободного конца 55 элемента связи 5, который находится напротив свободного конца 63 блокирующего элемента 6 является менее толстым, чем часть 55В, которая не находится напротив для ограничения массы устройства. Действительно, в случае потери фрагмента лопатки на уровне части 55А, который находится напротив свободного конца 63 блокирующего элемента 6, связь защищена толщиной блокирующего элемента 6 и толщиной элемента связи 5, что обеспечивает достаточную защиту при ограничении массы. Предпочтительно, часть 55В элемента связи 5 имеет толщину порядка 5 мм, тогда как часть 55А элемента связи 5 имеет толщину порядка 2 мм.

Жесткий блокирующий элемент 6

Опять же на фиг. 3 блокирующий элемент 6 устройства крепления 4 содержит с входа на выход входную часть 61, фиксируемую к кожуху турбины низкого давления 2, промежуточную часть 62 и свободную часть 63 (обозначаемую также свободным концом 63). Входная фиксирующая часть выполнена в виде фиксирующего фланца, который простирается радиально и содержит множество отверстий, распределенных по его окружности, для обеспечения осевой связи с фиксирующим фланцем 21 кожуха турбины низкого давления 2 и с фиксирующим фланцем 51 элемента связи 5, как будет детально описано ниже. Промежуточная часть 62 блокирующего элемента 6 простирается, в основном, наклонно между фиксирующей частью 61 и свободным концом 63 блокирующего элемента 6 таким образом, чтобы свободный конец 63, который простирается аксиально, располагался между промежуточной частью 52 элемента связи 5 и его свободным концом 55, как изображено на фиг. 3. Предпочтительно, промежуточная часть 62 блокирующего элемента 6 содержит осевую входную часть 62А и выходную наклонную часть 62В, как изображено на фиг. 4. Таким образом, выходная наклонная часть 62В позволяет, предпочтительно, исключить контакт блокирующего элемента 6 со сквозными отверстиями 54 элемента связи 5, которые придают упругость элементу связи 5.

Предпочтительно, свободный осевой конец 63 блокирующего элемента 6 расположен по всей своей длине между промежуточной частью 52 элемента связи 5 и его свободным концом 55, как изображено на фиг. 4. Предпочтительно, на фиг. 4 радиальный зазор «е» между свободными концами 55, 63 устройства крепления 4 составляет порядка нескольких миллиметров для ограничения циркуляции воздуха изнутри кнаружи турбореактивного двигателя.

Свободные концы 55, 63 устройства крепления 4 образуют средства упора в случае выхода из строя известного специалисту под английской аббревиатурой FBO для «Fan Blade Out». Для этого типа выхода из строя выхлопной кожух 3 механически нагружен в направлениях, поперечных оси двигателя. Свободный конец 55 элемента связи 5, предпочтительно, радиально упирается в свободный конец 63 блокирующего элемента 6 для ограничения амплитуды нагружений. Конструктивные свойства устройства крепления 4, таким образом, улучшаются.

Блокирующий элемент 6 имеет толщину, превышающую промежуточную часть 52 элемента связи 5, для образования защиты элемента 5 при обеспечении функции удержания фрагментов лопаток 5, наиболее близких от упругой связи. Действительно, как изображено на фиг. 3, упругая промежуточная часть 52 элемента связи 5 защищена блокирующим элементом 6, исключающим любое разрушение в случае столкновения с фрагментом лопатки 9. Предпочтительно, блокирующий элемент 6 имеет толщину порядка 5 мм.

Герметизирующий элемент 7

Предпочтительным образом, на фиг. 3 и 4 устройство крепления 4 содержит герметизирующий элемент 7, размещенный между элементом связи 5 и блокирующим элементом 6, предназначенный для перекрытия кольцевого пространства между элементами 5, 6. Другими словами, герметизирующий элемент 7 позволяет исключить циркуляцию кнаружи турбореактивного двигателя энергетического потока воздуха, циркулирующего внутри кожухов 2, 3. Дефект герметичности приводит к потере кпд тяги летательного аппарата, что является неблагоприятным.

Так как промежуточная часть 52 элемента связи 5 содержит сквозные отверстия 54, способные обеспечить циркуляцию кнаружи энергетического потока воздуха, герметизирующий элемент 7 позволяет помешать этой циркуляции и исключить любую потерю тяги. Как детально показано на фиг. 4, герметизирующий элемент 7 выполнен в форме искривленного кольцевого листа, предпочтительно из металлического сплава на основе кобальт/никель, стойкого к нагреванию, V-образной формы, раскрытие которого обращено ко входу. Герметизирующий элемент 7 имеет искривленный корпус 72, первый конец которого находится в контакте с наружной поверхностью блокирующего элемента 6, а второй конец 73 которого находится в контакте с внутренней поверхностью промежуточной части 52 элемента связи 5, предпочтительно, на входе сквозных отверстий 54, как изображено на фиг. 4. Герметизирующий элемент 7, предпочтительно опирается в двух отдельных контактных зонах на блокирующий элемент (промежуточная часть 62 и свободный конец 63). Предпочтительно, герметизирующий элемент 7 выполнен с возможностью деформации в зависимости от режима турбореактивного двигателя для того, чтобы его оптимальная форма перекрытия достигалась в режиме крейсерского полета, при этом энергетический поток воздуха, циркулирующий через радиальный зазор «е» между свободными концами 55, 63, приводил к деформации герметизирующего элемента 7.

Герметизирующий элемент 7 имеет уменьшенную массу и позволяет исключить любую потерю кпд без ухудшения упругости устройства крепления 4, что является предпочтительным.

Устройство крепления 4 является простым в монтаже между кожухом турбины низкого давления 2 и выхлопным кожухом 3, учитывая, что на входе фиксирующие фланцы 21, 61, 51 кожуха турбины низкого давления 2 блокирующего элемента 6 и элемента связи 5 соединены одной и той же связью В1, в данном случае, болтовым соединением В1, а на выходе фиксирующие фланцы 53, 31 элемента связи 5 и выхлопного кожуха 3 соединены осевой связью В2, в данном случае, болтовым соединением В2. Монтаж устройства крепления 4 является быстрым, жестким, при этом осевая связь В1, В2 позволяет передавать осевые усилия без риска среза, в противовес радиальному соединению. Предпочтительным образом, герметизирующий элемент 7 установлен между элементом связи 5 и блокирующим элементом 6 предварительно перед их монтажом к кожухам 2, 3 турбореактивного двигателя.

При работе кожух турбины низкого давления 2 из металла объемно расширяется больше, чем выхлопной кожух 3, что вызывает деформацию устройства крепления 4, входная часть которого выпрямляется. Вследствие упругости элементов связи 5 устройства крепления 4 разность в объемном расширении поглощается фиксирующим устройством крепления 4. В случае значительной деформации, например, при потере лопатки вентилятора, деформация фиксирующего устройства 4 может быть весьма значительной. Наличие средств упора ограничивает эту деформацию, обеспечивая передачу усилий, полученных элементом связи 5, блокирующему элементу 6, когда свободный конец 63 блокирующего устройства 6 находится в контакте с элементом связи 5. Кроме того, толщина блокирующего элемента и свободного конца 55 элемента связи 5 позволяет защитить устройство крепления 4 в случае столкновения с фрагментом лопатки. Наконец, герметизирующий элемент 7 принимает оптимальную форму в процессе работе турбореактивного двигателя для того, чтобы помешать утечке воздуха высокой энергии через сквозные отверстия элемента связи 5. Это позволяет сохранить оптимальный кпд турбореактивного двигателя.

Была представлена входная металлическая деталь и выходная деталь из композитного материала, но отсюда следует, что изобретение используется при любом расположении деталей, в частности, входной детали из композитного материала и выходной металлической детали.

1. Газотурбинный двигатель для приведения в движение летательного аппарата, при этом упомянутый двигатель расположен по оси с входа на выход и содержит аксиальный кожух турбины низкого давления (2) из металлического материала, аксиальный выхлопной кожух (3) из композитного материала, установленный на выходе аксиального кожуха турбины низкого давления (2), и устройство (4) упругого крепления, связывающее указанный аксиальный кожух турбины низкого давления (2) и указанный аксиальный выхлопной кожух (3), отличающийся тем, что содержит:

- элемент гибкой связи (5), содержащий первую фиксирующую часть (51), связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) первой осевой связью (В1), и вторую фиксирующую часть (53), связанную с аксиальным выхлопным кожухом (3) второй осевой связью (В2), при этом упомянутый элемент гибкой связи (5) содержит свободный конец (55), расположенный по оси; и

- жесткий блокирующий элемент (6), содержащий фиксирующую часть (61), связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) осевой связью (В1), и свободный конец (63), расположенный аксиально, при этом свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) выровнен радиально со свободным концом (55) элемента гибкой связи (5), при этом свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) образует средства упора свободного конца (55) элемента гибкой связи (5) в случае радиальной деформации элемента гибкой связи (5) в процессе работы двигателя.

2. Двигатель по п.1, в котором свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) находится радиально снаружи относительно свободного конца (55) элемента гибкой связи (5).

3. Двигатель по п.1, в котором элемент упругой связи (5) содержит промежуточную часть (52), связывающую первую фиксирующую часть (51) со второй фиксирующей частью (53), а упомянутая промежуточная часть (52) содержит сквозные отверстия (54) для обеспечения элемента гибкой связи (5).

4. Двигатель по п.3, в котором промежуточная часть (52) элемента (5) гибкой связи расположена аксиально.

5. Двигатель по п.1, в котором устройство крепления содержит герметизирующий элемент (7), установленный между элементом гибкой связи (5) и жестким блокирующим элементом (6).

6. Двигатель по п.5, в котором герметизирующий элемент (7) выполнен в виде искривленной прокладки.

7. Двигатель по п.1, в котором элемент гибкой связи (5) и жесткий блокирующий элемент (6) соединены с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) одним и тем же осевым соединением (В1).

8. Двигатель по п.1, в котором радиально внутренняя часть устройства крепления (4) толще по сравнению с радиально наружной частью для того, чтобы удержать любой обломок двигателя.

9. Двигатель по п.1, в котором блокирующий элемент (6) имеет толщину, превышающую элемент гибкой связи (5).

10. Двигатель по п.1, в котором свободный конец (55) элемента гибкой связи (5) имеет толщину, превышающую толщину его первой части крепления (51) и второй части крепления (53).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов. Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, плоское сопло, установленное на подшипнике с возможностью поворота в поперечной плоскости в противоположные стороны от нейтрального положения на угол до 90°, электрический исполнительный механизм и привод.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции поворотных сопел турбореактивных двигателей в месте сочленения поворотного устройства сопла с мотогондолой самолета.

Изобретение может быть использовано в области авиационного двигателестроения. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками.

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к реверсивным устройствам газотурбинных двигателей. Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя включает «пушечный» замок с подвижным кольцом.

Осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус со сферической законцовкой и подвижный корпус с уплотнительным элементом, установленный с возможностью поворота относительно поперечной оси сопла.

Выходное устройство авиационного двигателя содержит металлическую кольцевую деталь и деталь выходного устройства из композитного материала с керамической матрицей, имеющую в верхней по потоку части форму тела вращения.

Изобретение относится к способу соединения деталей и к вставке для осуществления этого способа. .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к кольцу турбины для турбомашины, в частности для вертолета. Согласно изобретению это кольцо турбины содержит цилиндрическую опору и один или множество секторов, образующих венец, сконфигурированный для создания секции воздушного канала, при этом каждый сектор прикреплен к опоре крепежным устройством, в котором анкерное устройство содержит анкерную часть.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам защиты корпуса лопаточных машин от пробиваемости при обрыве лопатки и устройствам, реализующим указанный способ, и может быть использовано в вентиляторах и/или компрессорах газотурбинных двигателей, в том числе в авиадвигателях для защиты от разрушения корпуса, изготовленного из материала, прочностные характеристика которого ниже прочностных характеристик материала лопаток ротора.

Корпус вентилятора содержит цилиндрическое основание 10 корпуса, выполненное из композиционного материала; соединительное кольцо 20, выполненное из алюминия (Al), которое совмещено и прикреплено к задней концевой части основания 10 корпуса и содержит кольцевую канавку 21, которое принимает нагрузку реверса тяги от элемента 8 передачи реверса тяги; и элементы 30, составляющие кольцо, выполненные из титанового сплава, каждый из которых расположен в задней концевой части основания 10 корпуса и содержит дугообразную канавку 31, которая принимает на себя нагрузку реверса тяги большую, чем нагрузка реверса тяги, принимаемая соединительным кольцом 20.

Турбина // 2645892
Турбина реактивного двигателя содержит корпус турбины, лопатки турбины, кожух. Корпус турбины имеет цилиндрическую форму.

Турбина // 2645892
Турбина реактивного двигателя содержит корпус турбины, лопатки турбины, кожух. Корпус турбины имеет цилиндрическую форму.

Узел для установки и уплотнения соплового элемента для газотурбинной системы содержит сопловой элемент, стопорное кольцо, пластину уплотнения и шайбу. Сопловой элемент имеет заднюю кромку наружного бандажа и паз для штифта, предотвращающего поворот.

Узел для установки и уплотнения соплового элемента для газотурбинной системы содержит сопловой элемент, стопорное кольцо, пластину уплотнения и шайбу. Сопловой элемент имеет заднюю кромку наружного бандажа и паз для штифта, предотвращающего поворот.

Турбомашина содержит фланец, закрепленный на крепежном фланце, и опорную прокладку. Опорная прокладка имеет первую и вторую наружные поверхности, параллельные друг другу.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент. Элемент гибкой связи содержит первую фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и вторую фиксирующую часть, связанную с аксиальным выхлопным кожухом второй осевой связью. Элемент гибкой связи содержит расположенный по оси свободный конец. Жесткий блокирующий элемент содержит фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и расположенный аксиально свободный конец, выровненный радиально со свободным концом элемента гибкой связи и образующий средства упора последнего в случае радиальной деформации элемента гибкой связи в процессе работы двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность соединения между металлической и композитной деталями газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх