Система питания воздухом под давлением, установленная в авиационном газотурбинном двигателе, содержащая средства герметизации

Система (1) питания воздухом под давлением, установленная в авиационном газотурбинном двигателе, выполненная с возможностью питания воздухом наддува части использования сжатого воздуха летательного аппарата при помощи воздуха наддува, отбираемого из части (12) отбора сжатого воздуха, отличающаяся тем, что содержит устье (30) отбора, выполненное на картере (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, орган (32) отбора, соединенный с устьем (30) отбора, проходное устье (38) для прохождения органа (32) отбора, выполненное на картере (39) отсека (ZC) газотурбинного двигателя, при этом упомянутый картер (39) может незначительно перемещаться относительно картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, при этом орган (32) отбора проходит через проходное устье (38) со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений, области (33) высокого давления, через которую проходит орган (32) отбора, которая находится между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC) и которая содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува, при этом система (1) питания воздухом под давлением дополнительно содержит средства (2) герметизации, находящиеся по существу между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC), образуя по существу герметичную перегородку между областью (33) высокого давления и свободным пространством (40), сообщающимся с отсеком (ZC) и оставленным вокруг органа (32) отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области (33) высокого давления внутрь органа (32) отбора в случае его разрыва. Благодаря изобретению можно обеспечивать питание воздухом наддува части летательного аппарата, например топливного бака летательного аппарата, через орган отбора воздуха под давлением, например, из ступени компрессора газотурбинного двигателя, без риска попадания воздуха наддува со слишком высокой температурой, который может, в частности, создавать риски самовоспламенения топлива, даже в случае разрыва органа отбора. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей и, в частности, к общей области систем питания воздухом под давлением, предусмотренных для таких газотурбинных двигателей, в частности, систем питания топливных баков летательного аппарата воздухом под давлением, отбираемым из компрессора газотурбинного двигателя.

Изобретение можно применять для любого типа авиационных газотурбинных двигателей, таких как турбореактивные и турбовинтовые двигатели. Предпочтительно изобретение можно применять для двухвального и двухконтурного турбореактивного двигателя.

В частности, оно относится к системе питания воздухом под давлением, установленной в авиационном газотурбинном двигателе, и к способу сборки такой системы питания воздухом под давлением.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Как известно, в области авиационных газотурбинных двигателей отбирают горячий воздух под давлением, обычно охлаждаемый перед использованием, для различных задач, например, для осуществления операций борьбы с обледенением крыльев или для нужд кондиционирования, например, кабины летательного аппарата во время фазы набора высоты, и даже для питания воздухом наддува топливных баков летательного аппарата.

В частности, в топливные баки летательного аппарата необходимо нагнетать воздух под давлением, чтобы уменьшить в них частичное давление топлива. На практике топливо обычно является керосином. Уменьшая присутствие топливных паров в баке и вблизи него, можно снизить риски самовозгорания топлива.

Для этого, как известно, отбирают горячий воздух под давлением из компрессора газотурбинного двигателя, например, из компрессора низкого или высокого давления. Высокая температура отбираемого воздуха связана с высоким давлением воздуха в ступени компрессора, где происходит отбор.

На фиг. 1 в осевом разрезе схематично показан пример двухконтурного турбореактивного двигателя 10, имеющего форму тела вращения вокруг оси вращения Т, на котором предусмотрен отбор горячего воздуха под давлением из ступени компрессора для питания горячим воздухом наддува топливного бака.

Турбореактивный двигатель 10 содержит от входа к выходу в направлении потока F газов внутри турбореактивного двигателя 10 вентилятор 11, компрессор 12, камеру 13 сгорания и турбины 14, причем этот турбореактивный двигатель 10 предназначен для крепления при помощи соответствующих средств под крылом самолета или на задней части фюзеляжа самолета.

Вентилятор 11 содержит множество лопаток 11а вентилятора, которые закреплены своими радиально внутренними концами на периферии диска 11b вентилятора турбореактивного двигателя 10, который, в свою очередь, закреплен на входном конце вала (не показан) турбореактивного двигателя 10. Снаружи лопатки 11а вентилятора окружены картером вентилятора, установленным на входном конце гондолы 15, которая по существу является цилиндрической и расположена в сторону выхода вокруг компрессора 12, камеры 13 сгорания и турбин 14 турбореактивного двигателя 10.

Эта гондола 15 позволяет направлять воздушный поток 16, поступающий в турбореактивный двигатель 10. Часть 16а этого воздушного потока, образующая первичный поток или горячий поток, попадает в компрессор 12, затем смешивается с топливом и сгорает в камере 13 сгорания, после чего выходит в турбины 14, чтобы передать энергию на лопатки ротора турбин 14 и приводить во вращение вал компрессора 12 и вентилятора 11.

Другая часть 16b воздушного потока, поступающего в турбореактивный двигатель 10, образующая вторичный поток или холодный поток, проходит вокруг корпуса турбореактивного двигателя 10 внутри промежуточного картера 17, затем внутри наружного канала 18 вентилятора (называемого также OFD от ʺOutlet Fan Ductʺ на английском языке), окруженного капотами гондолы 15, обеспечивая дополнительную тягу, добавляемую к тяге, производимой газообразными продуктами сгорания, выходящими из турбин 14. Холодный воздух вторичного потока можно использовать для охлаждения, например, контуров масла или горячего воздуха, как правило, при помощи теплообменников.

Промежуточный картер 17 содержит две коаксиальные цилиндрические обечайки 18 и 19, соответственно внутреннюю и наружную, которые соединены между собой радиальными стойками или лопаточными решетками 20.

Кроме того, наружный канал 18 вентилятора содержит по существу цилиндрическую внутреннюю стенку 22, которая соединена с коаксиальным внутренним картером 21 по меньшей мере одной радиальной трубчатой стойкой 23, называемой также «стойкой для вспомогательных систем», внутри которой проходят вспомогательные системы, такие как трубопроводы циркуляции текучих сред и электрические кабели. Наружный канал 18 вентилятора закреплен своим входным концом на выходном конце наружной обечайки 19 промежуточного картера 17 и своим выходным концом на входном конце сопла (не показано) гондолы.

Кроме того, на фиг. 1 показан также отсек или зона ZF вентилятора (называемая также ʺFan Zoneʺ на английском языке), заключенная между капотами гондолы 15 и элементами 17 и 18, которые ограничивают снаружи проточный тракт вторичного потока. Отсек, образованный внутренним картером 21, называется рабочей зоной (обозначаемой также ʺCore Zoneʺ на английском языке) и соединен с зоной ZF вентилятора стойками 23 вспомогательных систем.

В варианте, разработанном заявителем, чтобы обеспечивать наддув топливного бака самолета, оборудованного турбореактивным двигателем 10, предусмотрен контур отбора горячего воздуха под давлением, схематично показанный в виде трассы, обозначенной стрелкой Р на фиг. 1, проходящей от ступени 12а компрессора 12. В частности, для обеспечения необходимого давления в топливном баке предусмотрен отбор горячего воздуха под давлением на уровне ступени 12а компрессора 12, доступ к которой требует выполнения трубы 32 отбора (показанной на фиг. 2А и 2В), которая проходит через область 33 высокого давления (которую можно также рассматривать как камеру повышенного давления) и может служить для других нужд с отбором воздуха на турбореактивном двигателе 10. Давление в области 33 высокого давления является давлением ступени 12b компрессора 12, расположенной после ступени 12а, на уровне которой происходит отбор горячего воздуха.

Труба 32 отбора выполнена с возможностью соединения с каналом контура отбора горячего воздуха наддува, который циркулирует внутри стойки 23 вспомогательных систем, как показано стрелкой Р на фиг. 1, соединяя рабочий отсек ZC с отсеком ZF вентилятора. Внутри отсека ZF вентилятора в контуре отбора горячего воздуха под давлением предусмотрено удлинение канала, схематично показанное в виде петли трассы, обозначенной стрелкой Р на фиг. 1, которое позволяет увеличить площадь теплообмена между контуром отбора горячего воздуха и окружающим воздухом отсека ZF вентилятора для охлаждения воздуха наддува перед соединением контура отбора горячего воздуха наддува с пилоном, который соединяет турбореактивный двигатель 10 с конструкцией самолета.

Для большей ясности петля трассы Р показана над вторичным трактом, но следует иметь в виду, что эта петля остается внутри отсека ZF вентилятора. Кроме того, петля показана не полностью; пунктирная линия, которой заканчивается трасса Р, означает, что петля продолжает свой путь, не показанный на фигуре, который завершается в выходной точке, где контур охлаждения выходит из отсека ZF вентилятора для питания летательного аппарата воздухом под давлением.

На фиг. 2А и 2В показаны увеличенные части фиг. 1 на уровне компрессора 12 и, в частности, на уровне пары последовательных ступеней 12а и 12b компрессора 12, окруженных областью 33 высокого давления, которая сообщается с выходной ступенью 12b через выходное устье 31 отбора. Например, пара последовательных ступеней соответствует третьей и четвертой ступеням компрессора. Фиг. 2А и 2В соответственно отображают ситуацию, когда контур отбора горячего воздуха под давлением работает в номинальном режиме, и ситуацию, когда контур начинает сообщаться с областью 33 высокого давления по причине разрыва трубы 32 отбора.

Компрессор 12, который питает воздухом наддува топливный бак, содержит входное устье 30 отбора горячего воздуха под давлением, связанное с входной ступенью 12а пары ступеней компрессора, и вышеупомянутое выходное устье 31 отбора горячего воздуха под давлением, связанное с выходной ступенью 12b компрессора 12 и находящееся на выходе входного устья 30 отбора. Температура горячего воздуха, отбираемого на уровне входного устья 30 отбора имеет, например, значение ниже 300°С, при этом температура горячего воздуха, отбираемого на уровне выходного устья 31 отбора, ниже 400°С. Кроме того, входное устье 30 отбора находится, например, на второй ступени 12а компрессора 12, а выходное устье 31 отбора находится, например, на четвертой ступени 12b компрессора 12.

Горячий воздух под давлением, отбираемый из компрессора 12, можно использовать по меньшей мере для двух типов питания воздухом наддува и, в частности, для питания топливного бака через входное устье 30 отбора ступени 12а компрессора 12 и для питания горячим воздухом, таким как воздух борьбы с обледенением и/или воздух наддува кабины, через выходное устье 31 ступени 12b компрессора 12.

Для этого предусмотрены труба 32 отбора горячего воздуха наддува, соединенная с входным устьем 30 отбора, и область 33 высокого давления, соединенная с выходным устьем 31 отбора, при этом труба 32 отбора проходит через область высокого давления вдоль участка 32а трубы. Труба 32 отбора направляет воздух наддува для бака, как показано стрелкой 34. Точно так же, область 33 высокого давления направляет воздух наддува для другого типа питания (например, для борьбы с обледенением или наддува кабины), как показано стрелкой 35, через канал текучей среды 36.

Основной отмечаемый случай неисправности этого контура отбора горячего воздуха наддува из компрессора 12 связан с разрывом трубы 32 отбора, вследствие чего происходит наддув топливного бака слишком горячим воздухом, поступающим от выходной ступени 12b компрессора 12, который может привести к риску самовоспламенения топлива.

Действительно, как показано на фиг. 2А, где представлена конфигурация номинального режима работы контура отбора горячего воздуха из компрессора 12, воздух, находящийся в области 33 высокого давления, не смешивается с воздухом, поступающим из входного устья 30 отбора и содержащимся в трубе 32 отбора. Таким образом, горячий воздух под давлением, который проходит в трубе 32 отбора, практически не нагревается более горячим воздухом области 33 высокого давления.

На фиг. 2В представлена конфигурация неисправности контура отбора горячего воздуха из компрессора 12, в которой труба 32 отбора повреждена при разрыве на уровне участка 32а вблизи области 33 высокого давления. В этом случае происходит смешивание между воздухом, содержащимся в области 33 высокого давления, и менее горячим воздухом, который проходит в трубе 32 отбора от входного устья 30 отбора входной ступени 12а компрессора 12. Таким образом, в топливные баки поступает слишком горячий воздух, выходящий из выходной ступени 12b компрессора по стрелке 37, через контур отбора горячего воздуха наддува, показанный в виде трассы Р на фиг. 1. Этот слишком горячий воздух порождает риски самовоспламенения топлива в баках. Например, для горячего воздуха, поступающего через контур отбора на вход пилона, соединяющего турбореактивный двигатель с конструкцией самолета, можно установить верхний предел температуры в значении 232°С.

Таким образом, существует потребность в разработке защитной системы на уровне контура отбора горячего воздуха под давлением из компрессора 12, чтобы избегать нагнетания слишком горячего воздуха в топливные баки для их наддува.

Заявитель разработал решения, в частности, на основе использования датчиков или вентилей контроля, но они оказались не полностью удовлетворительными и имеют ряд недостатков. В частности, такие решения могут быть сложными в технической реализации, могут быть дорогими или могут быть сложными в применении.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Следовательно, необходимо предложить альтернативное решение, чтобы препятствовать или по крайней мере ограничить проникновение слишком горячего воздуха под давлением, например, содержащегося в области высокого давления, внутрь трубы отбора воздуха наддува из части газотурбинного двигателя летательного аппарата, например, из ступени компрессора газотурбинного двигателя, причем этот воздух наддува предназначен, например, для питания топливного бака. Такая потребность существует, в частности, в случае, когда происходит повреждение, в частности, разрыв трубы отбора.

Говоря другими словами, существует потребность в том, чтобы препятствовать или по крайней мере ограничить повышение температуры в топливном баке, питаемом горячим воздухом под давлением через такую трубу отбора, в случае повреждений трубы отбора, в частности, в случае ее разрыва.

Кроме того, существует потребность в таком решении, которое является простым в применении и при котором увеличение веса и габарита является минимальным.

Задачей изобретения является по меньшей мере частичное удовлетворение вышеупомянутых потребностей и устранение недостатков, связанных с предыдущими решениями заявителя.

В связи с этим, согласно одному из аспектов изобретения, его объектом является система питания воздухом под давлением для авиационного газотурбинного двигателя, выполненная с возможностью питания воздухом наддува части использования сжатого воздуха летательного аппарата при помощи воздуха наддува, отбираемого из части отбора сжатого воздуха газотурбинного двигателя летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит:

- устье отбора воздуха наддува, выполненное на картере части отбора сжатого воздуха газотурбинного двигателя летательного аппарата,

- орган отбора, соединенный с устьем отбора для обеспечения отбора и направления отбираемого воздуха наддува в часть использования сжатого воздуха,

- проходное устье для прохождения органа отбора, выполненное на картере отсека газотурбинного двигателя, при этом упомянутый картер может незначительно перемещаться относительно картера части отбора сжатого воздуха, при этом орган отбора проходит через проходное устье со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений,

- область высокого давления, через которую проходит орган отбора, который находится между картером части отбора сжатого воздуха и картером отсека газотурбинного двигателя и который содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува,

при этом система питания воздухом под давлением дополнительно содержит средства герметизации, находящиеся по существу между картером части отбора сжатого воздуха и картером отсека, образуя по существу герметичную перегородку между областью высокого давления и свободным пространством, сообщающимся с отсеком и оставленным вокруг органа отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области высокого давления внутрь органа отбора в случае его разрыва.

Благодаря изобретению, можно обеспечивать питание воздухом наддува части летательного аппарата, например, топливного бака летательного аппарата, через орган отбора воздуха под давлением, например, из ступени компрессора газотурбинного двигателя, без риска попадания воздуха наддува со слишком высокой температурой, который может, в частности, создавать риски самовоспламенения топлива, даже в случае разрыва органа отбора. Кроме того, изобретение представляет собой простое и компактное решение для защиты органа отбора горячего воздуха под давлением, совместимое с окружающей средой, в которой его можно устанавливать.

Кроме того, заявленная система питания воздухом под давлением может иметь следующие отличительные признаки, рассматриваемые отдельно или в любых технически возможных комбинациях.

Предпочтительно орган отбора представляет собой трубу отбора. Точно так же, описанный ниже орган защиты предпочтительно представляет собой защитную трубу. Так, орган отбора может представлять собой внутреннюю трубу, находящуюся внутри защитной трубы, которая может представляет собой наружную трубу. В частности, защитная труба может представлять собой контргайку для крепления трубы отбора на устье отбора воздуха наддува.

Система питания может содержать устройство питания воздухом под давлением по меньшей мере одного топливного бака летательного аппарата, с которым соединен орган отбора.

Часть отбора сжатого воздуха газотурбинного двигателя может представлять собой ступень компрессора газотурбинного двигателя, в частности, компрессора высокого давления. В частности, орган отбора может быть соединен с устьем отбора входной ступени компрессора газотурбинного двигателя, и область высокого давления может иметь давление выходной ступени компрессора, более высокое, чем давление входной ступени компрессора.

Орган отбора может быть соединен с каналом горячего воздуха под давлением, находящимся внутри стойки вспомогательных систем газотурбинного двигателя, соединяющей рабочий отсек с отсеком вентилятора газотурбинного двигателя.

Средства герметизации могут содержать первую уплотнительную деталь, расположенную вокруг органа отбора и в проходном устье со свободой движения относительно последнего, причем эта первая уплотнительная деталь соединена с картером части отбора сжатого воздуха при помощи герметичного соединения, чтобы препятствовать большой утечке воздуха из области высокого давления на уровне упомянутого соединения.

Кроме того, герметичное соединение может быть образовано второй уплотнительной деталью, содержащей кольцевую наружную поверхность, образующую сферический участок поверхности, и первая уплотнительная деталь может иметь свободный конец, содержащий цилиндрическую внутреннюю поверхность, которая образует кольцевую линию контакта с упомянутым сферическим участком поверхности таким образом, чтобы первая уплотнительная деталь была шарнирно и герметично соединена с второй уплотнительной деталью.

В варианте можно обойтись без такой второй уплотнительной детали, содержащей кольцевую наружную поверхность, образующую сферический участок поверхности. В частности, можно выполнить сферический участок поверхности на периферической поверхности описанного ниже выступа, образующего устье отбора.

Кроме того, система может содержать удерживающую крышку, закрепленную на картере отсека газотурбинного двигателя, через которую проходит орган отбора, при этом удерживающая крышка выполнена с возможностью герметичного соединения картера и средств герметизации, обеспечивая при этом свободу движения средств герметизации относительно картера.

Первая уплотнительная деталь может содержать скользящую проходную пластину, имеющую плоский участок, выполненный с возможностью опираться на соответствующий плоский участок удерживающей крышки с возможностью перемещаться на нем скольжением, при этом свобода движения первой уплотнительной детали реализуется в плоскости, параллельной плоскому участку, при невозможности ее перемещения перпендикулярно к этой плоскости.

Устье отбора может быть образовано выступом на картере части отбора сжатого воздуха, внутренняя поверхность которого образована резьбовым отверстием, выполненным с возможностью взаимодействия с резьбой наружной поверхности первого конца органа отбора для обеспечения крепления органа отбора на выступе устья отбора.

Кроме того, вторая уплотнительная деталь может быть по существу кольцевой уплотнительной шайбой. Она может быть установлена на выступе картера части отбора сжатого воздуха и может содержать проходное отверстие для введения органа отбора.

Система питания может дополнительно содержать замковую прокладку между органом отбора, в частности, между первым наружным выступом органа отбора и второй уплотнительной деталью.

Такая замковая прокладка может представлять собой, в частности, по существу кольцевую эластичную шайбу со стопором или без него. Например, ее можно выбрать среди шайб типа «шайбы Бельвилля» или типа зубчатой «шайбы Гровера».

Орган отбора может также содержать второй наружный выступ, находящийся на расстоянии от первого наружного выступа таким образом, что участок органа отбора, находящийся между первым и вторым наружными выступами, образует механически слабую зону, то есть зону механического ослабления, которая разрушается в первую очередь в случае разрыва (то есть поломки) органа отбора.

Второй наружный выступ органа отбора позволяет также ограничивать (или калибровать) расход воздуха наддува в случае утечки, например, в случае разрыва органа отбора и/или первой уплотнительной детали. В этом случае второй наружный выступ может быть выполнен на органе отбора по существу напротив наружного выступа конца первой уплотнительной детали, от которой отходит скользящая проходная пластина. Второй наружный выступ органа отбора и наружный выступ первой уплотнительной детали могут, таким образом, образовать между собой узкий канал для прохождения потока воздуха наддува в случае утечки.

Защитный орган, образующий по меньшей мере частично кожух вокруг органа отбора, может находиться между органом отбора и первой уплотнительной деталью и может содержать приемную полость для по меньшей мере частичного введения органа отбора внутрь защитного органа, при этом упомянутый защитный орган выполнен с возможностью опираться на вторую уплотнительную деталь после крепления органа отбора на выступе устья отбора.

Защитный орган может содержать первый конец, установленный на первом конце органа отбора, при этом первый конец защитного органа содержит, в частности, резьбовой участок, предназначенный для взаимодействия с резьбой наружной поверхности первого конца органа отбора. Кроме того, защитный орган может содержать второй свободный конец, находящийся на расстоянии от органа отбора и от первой уплотнительной детали.

Целостность органа отбора можно обеспечивать за счет того, что защитный орган содержит второй свободный конец, не входящий в контакт с окружающими его элементами, при этом первая уплотнительная деталь опирается на вторую уплотнительную деталь, а не на защитный орган. Следовательно, защитный орган не подвергается никакому напряжению и не может сломаться. В частности, защитный орган может быть расположен в системе питания таким образом, чтобы обеспечивать зазор между вторым концом защитного органа и органом отбора, причем этот второй конец не подвергается никакому механическому воздействию.

Предпочтительно резьба наружной поверхности первого конца органа отбора, резьбовое отверстие внутренней поверхности выступа картера части отбора сжатого воздуха и резьбовой участок первого конца защитного органа не являются механически слабыми зонами системы питания, поэтому они не могут разрушиться, так как держат друг друга. Таким образом, даже в случае разрыва органа отбора и/или защитного органа сохраняется соединение между наружной резьбой, резьбовым отверстием и внутренним резьбовым участком.

Кроме того, первый конец защитного органа может опираться на вторую уплотнительную деталь и может быть завинчен на первом конце органа отбора, образуя контргайку для крепления органа отбора на выступе устья отбора.

Наконец, согласно еще одному аспекту изобретения, его объектом является способ сборки вышеупомянутой системы питания воздухом под давлением, содержащий последовательные этапы, на которых:

а) вторую уплотнительную деталь располагают в положение опоры на выступ картера части отбора сжатого воздуха,

b) первую уплотнительную деталь устанавливают в положение герметичного соединения с второй уплотнительной деталью,

c) защитный орган крепят на органе отбора, в частности, путем завинчивания резьбового участка защитного органа на резьбе наружной поверхности первого конца органа отбора,

d) узел, образованный защитным органом и органом отбора, крепят на устье отбора, в частности, путем завинчивания резьбы наружной поверхности первого конца органа отбора в резьбовом отверстии внутренней поверхности выступа, пока защитный орган не войдет в контакт с второй уплотнительной деталью,

e) в случае необходимости, защитный орган опять затягивают на органе отбора для неподвижного соединения узла.

Таким образом, предпочтительно крепление защитного органа на газотурбинном двигателе осуществляют через орган отбора, на котором предварительно был закреплен защитный орган. При этом можно предусмотреть использование специального инструмента, обеспечивающего одновременное крепление защитного органа и органа отбора.

Система питания воздухом под давлением и способ сборки в соответствии с изобретением могут иметь любой из отличительных признаков, указанных в описании, рассматриваемых отдельно или в любых технически возможных комбинациях с другими признаками.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение будет более понятно из нижеследующего подробного описания не ограничительных примеров его выполнения со ссылками на частичные схематичные фигуры прилагаемых чертежей, на которых:

Фиг. 1 - вид в осевом разрезе примера авиационного турбореактивного двигателя, на котором предусмотрен отбор горячего воздуха под давлением из ступени компрессора.

Фиг. 2А и 2В - увеличенные и частичные виды турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 1, на уровне компрессора, соответственно, когда контур отбора горячего воздуха под давлением работает в номинальном режиме, и в случае неисправности этого контура.

Фиг. 3 - частичный вид в осевом разрезе первого примера выполнения заявленной системы питания воздухом под давлением.

Фиг. 4А, 4В, 4С и 4D - частичные виды в осевом разрезе, иллюстрирующие четыре этапа сборки системы питания воздухом под давлением, показанной на фиг. 3.

Фиг. 5 - частичный вид в осевом разрезе второго примера выполнения заявленной системы питания воздухом под давлением.

Фиг. 6 - частичный вид в осевом разрезе версии примера выполнения, показанного на фиг. 5.

На всех фигурах идентичные или аналогичные элементы имеют одинаковые обозначения.

Кроме того, для большей ясности различные части, показанные на фигурах, не обязательно представлены в одном масштабе.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ЧАСТНЫХ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ

Во всем тексте описания термины «входной» и «выходной» следует рассматривать относительно главного направления F нормального потока газов (от входа к выходу) для газотурбинного двигателя 10. Кроме того, осью Т газотурбинного двигателя 10 называется ось радиальной симметрии газотурбинного двигателя 10. Осевое направление газотурбинного двигателя 10 соответствует оси вращения турбин, которая является также направлением оси Т газотурбинного двигателя 10. Радиальное направление газотурбинного двигателя 10 является направлением, перпендикулярным к оси Т газотурбинного двигателя 10. Кроме того, если только не указано иное, прилагательные и наречия «осевой», «радиальный» «аксиально» и «радиально» используются относительно вышеупомянутых осевого и радиального направлений. Кроме того, если только не указано иное, термины «внутренний» и «наружный» используются относительно радиального направления, при этом внутренняя часть элемента находится ближе к оси Т газотурбинного двигателя 10, чем наружная часть этого же элемента.

Фиг. 1, 2А и 2В уже описаны ранее в части, относящейся к техническому контексту изобретения.

На фиг. 3 и 5 в осевом разрезе частично представлены соответственно первый и второй примеры выполнения систем 1 питания воздухом под давлением в соответствии с изобретением. На фиг. 4А, 4В, 4С и 4D соответственно представлены частичные виды в осевом разрезе, иллюстрирующие четыре этапа способа сборки системы питания воздухом под давлением, показанной на фиг. 3.

Во всех этих примерах считается, что авиационный газотурбинный двигатель является двигателем, показанным на фиг.1, поэтому повторное описание элементов, описанных со ссылками на фиг. 1, опускается. Вместе с тем, газотурбинный двигатель 10 может быть двигателем любого типа и, в частности, может быть двухвальным и двухконтурным турбореактивным двигателем.

Кроме того, для каждого из описанных ниже примеров выполнения считается, что горячий воздух, циркулирующий в заявленной системе 1 питания, предназначен для питания по меньшей мере одного топливного бака летательного аппарата, чтобы обеспечивать его наддув и избегать рисков самовоспламенения топлива.

Кроме того, считается, что система 1 питания содержит трубу 32 отбора горячего воздуха под давлением из входной ступени 12а компрессора 12, в частности, компрессора высокого давления, газотурбинного двигателя 10, как было указано выше в связи с фиг. 1. Труба 32 отбора проходит через область 33 высокого давления, давление в котором является давлением выходной ступени 12b компрессора 12, более высоким, чем давление во входной ступени 12а компрессора 12. Таким образом, описанные ниже средства герметизации системы 1 питания предназначены для преодоления проблемы неисправности, вызванной разрывом этой трубы 32 отбора.

Разумеется, этот выбор ни в коем случае не является ограничительным. В частности, система 1 питания может быть предусмотрена для обеспечения отбора воздуха под давлением на другой части газотурбинного двигателя 10 и может также обеспечивать питание другой части летательного аппарата, отличной от топливного бака, например, для операций борьбы с обледенением или для нужд кондиционирования, например, кабины летательного аппарата во время набора высоты.

На фиг. 3 частично представлен первый пример выполнения заявленной системы 1 питания воздухом под давлением.

Система 1 прежде всего содержит устье 30 отбора воздуха наддува, выполненное на картере 12с компрессора 12.

Кроме того, труба 32 отбора (внутренняя труба) соединена с устьем 30 отбора для обеспечения отбора и направления воздуха наддува от выходной ступени 12а компрессора 12 в топливный бак летательного аппарата.

Кроме того, система 1 питания воздухом под давлением содержит проходное устье 38 для прохождения трубы 32 отбора. Проходное устье 38 выполнено на картере 39 рабочего отсека ZC газотурбинного двигателя 10, причем этот картер 39 может производить незначительные перемещения относительно картера 12с компрессора 12. Выражение «незначительные перемещения» обозначает, в частности, относительное перемещение картера 39 рабочего отсека ZC относительно картера 12с компрессора 12, связанное с расширениями и механическими напряжениями, которым подвергаются картеры. Например, на картер 12с компрессора 12 могут действовать более высокие температуры, чем на картер 39 рабочего отсека ZC. Кроме того, во время работы газотурбинного двигателя 10 усилия тяги и крутящего момента, создаваемые турбиной, вызывают временные деформации каждого картера, которые приводят к небольшим относительным перемещениям между картерами. По причине этих относительных перемещений устье 30 отбора и проходное устье 38, которые расположены по существу вдоль одной оси, соответствующей оси трубы 32 отбора, могут слегка смещаться относительно друг друга по время работы. Расстояние между двумя устьями 30 и 38, а также угол между двумя картерами 12с и 39 тоже могут незначительно меняться. По этой причине желательно, чтобы труба 32 отбора, которая закреплена на устье 30 отбора картера 12с и, следовательно, следует движениям последнего, проходила через проходное устье 38 со свободой движения относительно последнего таким образом, чтобы не входить в контакт с картером 39 во время упомянутых незначительных перемещений. Действительно, приход трубы 32 отбора в положение опоры на картер 39 может создать напряжения на трубе, которые могут привести к ее разрыву.

Кроме того, труба 32 отбора проходит через область 33 высокого давления вдоль участка 32а трубы отбора, при этом область 33 высокого давления находится между картером 12с компрессора 12 и картером 39 рабочего отсека ZC.

Область 33 высокого давления содержит воздух под давлением, превышающим давление воздуха наддува, отбираемого из входной ступени 12а компрессора 12.

Согласно изобретению, предпочтительно система 1 питания воздухом под давлением содержит средства 2 герметизации, находящиеся по существу между картером 12с компрессора 12 и картером 39 рабочего отсека ZC, образуя по существу герметичную перегородку между областью 33 высокого давления и свободным пространством 40, сообщающимся с рабочим отсеком ZC и оставленным вокруг трубы 32 отбора, причем это свободное пространство проходит вдоль механически слабой зоны Zf трубы 32 отбора, чтобы не допускать попадания воздуха под давлением из области 33 высокого давления внутрь трубы 32 отбора в случае ее разрыва.

Кроме того, первая уплотнительная деталь в виде скользящей пластины 2 (называемой иногда «волчком») расположена вокруг труба 32 отбора и в проходном устье 38 и обладает свободой движения относительно последнего. Эта скользящая пластина 2 соединена с картером 12с компрессора 12 при помощи герметичного соединения, чтобы препятствовать значительной утечке воздуха из области 33 высокого давления на уровне соединения.

Это герметичное соединение образовано второй уплотнительной деталью 5, которая имеет проходное отверстие 5а для прохождения трубы 32 отбора. Эта вторая уплотнительная деталь 5 выполнена в виде уплотнительной шайбы, содержащей кольцевую наружную поверхность, образующую сферический участок поверхности. Скользящая пластина 2 имеет свободный конец 2с, содержащий цилиндрическую внутреннюю поверхность, образующую линию кругового контакта с этим сферическим участком поверхности таким образом, что скользящая пластина 2 шарнирно и герметично соединена с уплотнительной шайбой 5. Шарнирное соединение скользящей пластины 2 с второй уплотнительной деталью 5 позволяет избегать напряжений на этих деталях во время относительных перемещений картера 39 рабочего отсека ZC относительно картера 12с компрессора 12, в частности, когда меняются угол и/или расстояние между двумя картерами. Действительно, скользящая пластина 2 выполнена с возможностью локального перемещения скольжением по поверхности картера 39, оставаясь при этом перпендикулярной к этой поверхности.

Кроме того, система 1 дополнительно содержит удерживающую крышку 3, которая закреплена на картере 39 рабочего отсека ZC газотурбинного двигателя 10 и через которую проходит труба 32 отбора, причем эта удерживающая крышка 3 выполнена с возможностью герметичного соединения картера 39 и скользящей пластины 2, одновременно обеспечивая свободу движения скользящей пластины 2 относительно картера 39. Удерживающая крышка 3 содержит второе проходное отверстие 3а для введения трубы 32 отбора.

Кроме того, скользящая пластина 2 содержит опору 2а скользящей пластины, которая имеет плоский участок, выполненный с возможностью опоры на соответствующий плоский участок удерживающей крышки 2 и с возможностью скольжения по этому участку. Свобода движения скользящей пластины 2 реализуется в плоскости, параллельной плоскому участку, при невозможности ее перемещения перпендикулярно к этой плоскости. Таким образом, опора 2а скользящей пластины расположена на картере 39 рабочего отсека ZC и напротив первого проходного отверстия 2b для введения трубы 32 отбора.

Скользящая пластина 2 установлена относительно подвижно между трубой 32 отбора и картером 39 рабочего отсека ZC газотурбинного двигателя 10. В частности, она установлена таким образом, чтобы опираться на удерживающую крышку 3 с возможностью скольжения на этой крышке. Кроме того, между опорой 2а скользящей пластины и внутренним кольцевым заплечиком удерживающей крышки 3, опирающимся на картер 39, оставлен зазор J. Таким образом, удерживающая крышка 3 обеспечивает осевое удержание скользящей пластины 2 относительно картера 39. Вместе с тем, между наружной поверхностью картера 39 и опорой 2а скользящей пластины предусмотрен небольшой зазор, не показанный на фиг. 3, чтобы избегать зажатия этой опоры 2а между удерживающей крышкой 3 и картером 39. Действительно, давление в области 33 высокого давления превышает давление в рабочем отсеке ZC и, следовательно, толкает скользящую пластину 2 наружу, что приводит к прижатию опоры 3а к удерживающей крышке 3. При этом между опорой 2а и картером 39 не остается контакта.

Устье 30 отбора выполнено в выступе 3а картера 12с, причем этот выступ имеет отверстие, проходящее через картер 12с вдоль оси устья, которая соответствует оси трубы 32 отбора. Внутренняя поверхность Si, которая ограничивает отверстие выступа, образована резьбовым отверстием 30b, взаимодействующем с резьбой 32с наружной поверхности Se первого конца 32b трубы 32 отбора. Таким образом, крепление трубы 32 отбора на выступе 30 обеспечивается путем завинчивания резьбы 32с в резьбовом отверстии 30b.

На выступе 30а картера 12с компрессора 12 установлена уплотнительная шайба 5.

Кроме того, в этом первом примере, представленном на фиг.3, средства герметизации содержат также защитную трубу 4 (наружную трубу), частично образующую кожух вокруг трубы 32 отбора.

Защитная труба 4 находится между трубой 32 отбора и скользящей пластиной 2. Она содержит полость 4а для частичного введения трубы 32 отбора внутрь этой полости.

Кроме того, как показано на этой фиг. 3 и на фиг. 4В-4D, защитная труба 4 содержит первый конец 4b, закрепленный на первом конце 32b трубы 32 отбора.

Этот первый конец 4b защитной трубы 4 содержит резьбовой участок 4d (контргайку), взаимодействующий с резьбой 32с наружной поверхности Se первого конца 32b трубы 32 отбора.

Кроме того, защитная труба 4 находится в радиальном направлении на расстоянии от скользящей пластины 2 и содержит свободный второй конец 4с, находящийся на расстоянии в радиальном направлении от трубы 32 отбора. Таким образом, при относительных перемещениях картера 39 рабочего отсека ZC относительно картера 12с компрессора 12 защитная труба 4 смещается в осевом направлении относительно скользящей пластины 2, но обычно не входит в контакт со скользящей пластиной 2. Кроме того, даже если на трубу 32 отбора действуют напряжения, приводящие к ее небольшому изгибу, она обычно не входит в контакт с вторым концом 4с. Таким образом, наличие этого второго свободного конца 4с обеспечивает целостность защитной трубы 4. Защитная труба 4 не испытывает никаких напряжений и не может сломаться.

Кроме того, как показано на фиг. 3, первый конец 4b защитной трубы 4 входит в контакт с уплотнительной шайбой 5, обеспечивая определенную герметичность на уровне контактной поверхности.

Предпочтительно, если внутренняя труба 32 отбора разрывается, воздух наддува утечки, обозначенный стрелкой R1, может выйти в рабочий отсек ZC. Точно так же, если скользящая пластина 2 разрывается, воздух наддува утечки, обозначенный стрелкой R2, выходит в рабочий отсек ZC, но ни в коем случае не в контур наддува топливного бака, то есть не внутрь трубы 32 отбора.

Далее со ссылками на фиг. 4А-4D следует описание этапов способа сборки системы 1 питания воздухом под давлением, выполненной согласно первому примеру, показанному на фиг. 3.

На первом а) и втором b) этапах, показанных на фиг. 4А, в газотурбинный двигатель 10 вводят соответственно уплотнительную шайбу 5 и скользящую пластину 2, располагая уплотнительную шайбу 5 на выступе 30а картера 12с компрессора 12, затем устанавливая скользящую пластину 2 в положение герметичного контакта с уплотнительной шайбой 5.

Кроме того, как показано на фиг. 4В, защитную трубу 4, образующую контргайку, завинчивают на трубе отбора на этапе с), поступательно перемещая ее в направлении стрелок F1, показанных на фиг. 4В, за счет взаимодействия между резьбовым участком 4d защитной трубы 4 и резьбы 32с наружной поверхности Se первого конца 32b трубы 32 отбора.

Как показано на фиг. 4С, это позволяет получить узел, состоящий из завинченных друг на друге защитной трубы 4 и трубы 32 отбора.

Затем, как показано на фиг. 4D, на этапе d) этот узел вводят в газотурбинный двигатель 10 путем завинчивания резьбы 32с трубы 32 отбора в резьбовое отверстие 30b внутренней поверхности Si выступа 30 отверстия 30 отбора, поступательно перемещая ее по стрелке F3 с вращением по стрелке F2. Операцию продолжают, пока защитная труба 4 не войдет в контакт с уплотнительной шайбой 5.

Наконец, на этапе е) защитную трубу 4, образующую контргайку, опять затягивают на трубе 32 отбора для получения единого узла.

На фиг. 5 частично показан второй пример выполнения заявленной системы 1 питания воздухом под давлением.

В этом втором примере описание элементов, совпадающих с элементами, описанными со ссылками на фиг. 3, опускается.

Этот второй пример выполнения в основном отличается от первого примера выполнения, описанного со ссылками на фиг. 3, тем, что средства крепления трубы 32 отбора на устье 30 отбора воздуха наддува в данном случае не содержат контргайки, что позволяет обойтись без защитной трубы 4.

В частности, средства герметизации образованы уплотнительной шайбой 5 и скользящей пластиной 2.

Вместе с тем, в этом примере система 1 питания содержит также по существу кольцевую упругую замковую прокладку 6, установленную между первым наружным выступом 32d трубы 32 отбора и уплотнительной шайбой 5.

Эту замковую прокладку 6 можно выбрать, например, среди шайб типа «шайбы Бельвилля» или типа зубчатой «шайбы Гровера».

Кроме того, труба 32 отбора содержит также второй наружный выступ 32е вблизи конца трубы 32, на уровне которого труба соединяется в рабочем отсеке ZC с каналом (не показан) контура отбора горячего воздуха наддува, показанного в виде трассы стрелкой Р на фиг. 1. Соединение трубы 32 с каналом в рабочем отсеке ZC создает на трубе напряжения. Поэтому во время работы нельзя полностью исключить риск разрыва (то есть поломки) трубы 32. Наружный выступ 32е находится на расстоянии от первого наружного выступа 32d, поэтому участок трубы 32 отбора, находящийся между первым 32d и вторым 32е наружными выступами, образует механически слабую зону Zf, то есть зону механического ослабления, которая разрушается в первую очередь в случае разрыва трубы 32 отбора.

Эти первый 32d и второй 32е выступы присутствуют также на трубе 32 отбора в примере выполнения, представленном на фиг. 3. Они позволяют ограничить механически слабую зону Zf, на уровне которой может произойти поломка трубы 32 отбора в случае слишком интенсивного механического воздействия.

Кроме того, второй наружный выступ 32е позволяет также калибровать расход воздуха наддува в случае утечки, например, в случае разрыва трубы 32 отбора и/или скользящей пластины 2. Для этого, как показано на фиг. 5, этот второй наружный выступ 32е выполнен на трубе 32 отбора по существу напротив наружного выступа 2d конца скользящей пластины 2, от которого отходит опора 2а скользящей пластины. Эти два выступа 32е и 2d образуют между собой узкий канал для потока воздуха надува в случае утечки. В примере выполнения, представленном на фиг. 3, аналогичный узкий канал образован между вторым выступом 32е и свободным концом 4с защитной трубы 4. Проходное воздушное сечение этого узкого канала можно регулировать при монтаже путем регулирования положения защитной трубы 4 на трубе 32 отбора, как показано на фиг. 4С.

Предпочтительно пространство, окружающее механически слабую зону Zf трубы 32 отбора, не находится под давлением области 33 высокого давления, а под давлением, меньшим давления внутри трубы 32 отбора, то есть под давлением рабочего отсека ZC.

Если бы труба 32 отбора или скользящая пластина 2 сломалась, то есть разорвалась, воздух под давлением утечки выходил бы в рабочий отсек ZC, но не в контур наддува из трубы 32 отбора в сторону топливного бака.

Таким образом, предпочтительно в каждом из описанных выше вариантов выполнения средства герметизации заявленной системы 1 питания воздухом под давлением гарантируют, что воздух наддува, содержащийся в области 33 высокого давления, не будет проходить внутри трубы 32 отбора в направлении топливного бака в случае утечки. Следовательно, любая утечка будет выходить в рабочий отсек ZC, а не в контур наддува топливного бака.

Кроме того, присутствие защитной трубы 4, как в примере, показанном на фиг. 3, или особое расположение скользящей пластины 2 и уплотнительной детали 2, как в примере, показанном на фиг. 5, могут позволить калибровать расход утечки воздуха наддува и, следовательно, ограничить снижение производительности компрессора 12, а также влияние на удельный расход топлива (или SFC от ʺSpecific Fuel Consumptionʺ на английском языке) в случае поломки трубы отбора.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанными выше примерами выполнения. Специалист с данной области может вносить в них различные изменения.

В частности, в примерах, описанных выше со ссылками на фиг.3, 4А, 4D и 5, уплотнительная шайба 5 содержит кольцевую наружную поверхность, образующую сферический участок поверхности. Этот сферический участок заключен в поверхности одной сферы. Вместе с тем, в версии выполнения изобретения, например, в версии выполнения примера, показанного на фиг. 5, представленной на фиг. 6, можно обойтись без такой уплотнительной шайбы 5 и получить сферический участок непосредственно на периферической поверхности выступа 30а, образующего устье 30 отбора.

Выражение «содержащий один» следует понимать как синоним выражения «содержащий по меньшей мере один», если только не указано иное.

1. Система (1) подачи воздуха под давлением для авиационного газотурбинного двигателя (10), выполненная с возможностью подачи воздуха наддува к части летательного аппарата, предназначенной для использования сжатого воздуха, при помощи воздуха наддува, отбираемого из части (12) отбора сжатого воздуха газотурбинного двигателя (10) летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит:

- устье (30) отбора воздуха наддува, выполненное на картере (12с) части (12) отбора сжатого воздуха газотурбинного двигателя (10) летательного аппарата,

- орган (32) отбора, соединенный с устьем (30) отбора для обеспечения отбора и направления отбираемого воздуха наддува к части использования сжатого воздуха,

- проходное устье (38) для прохождения органа (32) отбора, выполненное на картере (39) отсека (ZC) газотурбинного двигателя (10), при этом картер (39) подвержен незначительным перемещениям относительно картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, при этом орган (32) отбора проходит через проходное устье (38) со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений,

- область (33) высокого давления, через которую проходит орган (32) отбора, который находится между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC), и которая содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува,

при этом система (1) подачи воздуха под давлением дополнительно содержит средства (2) герметизации, находящиеся по существу между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC), образуя по существу герметичную перегородку между областью (33) высокого давления и свободным пространством (40), сообщающимся с отсеком (ZC) и выполненным вокруг органа (32) отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области (33) высокого давления внутрь органа (32) отбора в случае его разрыва.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что средства герметизации содержат первую уплотнительную деталь (2), расположенную вокруг органа (32) отбора и в проходном устье (38) со свободой движения относительно последнего, причем эта первая уплотнительная деталь (2) соединена с картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха при помощи герметичного соединения, чтобы препятствовать большой утечке воздуха из области (33) высокого давления на уровне упомянутого соединения.

3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что герметичное соединение образовано второй уплотнительной деталью (5), содержащей кольцевую наружную поверхность, образующую сферический участок поверхности, и тем, что первая уплотнительная деталь (2) имеет свободный конец (2с), содержащий цилиндрическую внутреннюю поверхность, которая образует кольцевую линию контакта с упомянутым сферическим участком поверхности таким образом, чтобы первая уплотнительная деталь (2) была шарнирно и герметично соединена с второй уплотнительной деталью (5).

4. Система по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что содержит удерживающую крышку (3), закрепленную на картере (39) отсека (ZC) газотурбинного двигателя (10), через которую проходит орган (32) отбора, при этом удерживающая крышка (3) выполнена с возможностью герметичного соединения картера (39) и средств (2) герметизации, обеспечивая при этом свободу перемещения средств (2) герметизации относительно картера (39).

5. Система по п. 4 в комбинации с п. 2 или 3, отличающаяся тем, что первая уплотнительная деталь (2) содержит скользящую проходную пластину (2а), имеющую плоский участок, выполненный с возможностью опираться на соответствующий плоский участок удерживающей крышки (3) и с возможностью перемещаться на нем скольжением, при этом свобода перемещения первой уплотнительной детали (2) обеспечена в плоскости, параллельной упомянутому плоскому участку, при невозможности ее перемещения перпендикулярно к этой плоскости.

6. Система по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что устье (30) отбора выполнено в выступе (30а) на картере (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, внутренняя поверхность (Si) которого образована резьбовым отверстием (30b), выполненным с возможностью взаимодействия с резьбой (32c) наружной поверхности (Se) первого конца (32b) органа (32) отбора для обеспечения крепления органа (32) отбора на выступе (30a) устья (30) отбора.

7. Система по п. 6 в комбинации с п. 3, отличающаяся тем, что вторая уплотнительная деталь (5) установлена на выступе (30а) картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и содержит проходное отверстие (5а) для введения органа (32) отбора.

8. Система по п. 6 или 7 в комбинации с п. 3, отличающаяся тем, что защитный орган (4), образующий по меньшей мере частично кожух вокруг органа (32) отбора, находится между органом (32) отбора и первой уплотнительной деталью (2) и содержит приемную полость (4а) для по меньшей мере частичного введения органа (32) отбора внутрь защитного органа (4), при этом упомянутый защитный орган (4) выполнен с возможностью опоры на вторую уплотнительную деталь (5) после крепления органа (32) отбора на выступе (30а) устья (32) отбора.

9. Система по п. 8, отличающаяся тем, что защитный орган (4) содержит первый конец (4b), установленный на первом конце (32b) органа (32) отбора, при этом первый конец (4b) защитного органа (4) содержит, в частности, резьбовой участок (4d), предназначенный для взаимодействия с резьбой (32c) наружной поверхности (Se) первого конца (32b) органа (32) отбора, и тем, что защитный орган (4) содержит второй свободный конец (4с), находящийся на расстоянии от органа (32) отбора и от первой уплотнительной детали (2).

10. Система по п. 9, отличающаяся тем, что первый конец (4b) защитного органа (4) опирается на вторую уплотнительную деталь (5) и завинчен на первом конце (32b) органа (32) отбора, образуя контргайку для крепления органа (32) отбора на выступе (30a) устья (30) отбора.

11. Способ сборки системы (1) подачи воздуха под давлением по любому из пп. 7-10, содержащий последовательные этапы, на которых:

а) вторую уплотнительную деталь (5) располагают в положение с опорой на выступ (30а) картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха,

b) первую уплотнительную деталь (2) устанавливают в положение герметичного соединения со второй уплотнительной деталью (5),

c) защитный орган (4) крепят на органе (32) отбора, в частности, путем завинчивания резьбового участка (4d) защитного органа (4) на резьбе (32c) наружной поверхности (Se) первого конца (32b) органа (32) отбора,

d) узел, образованный защитным органом (4) и органом (32) отбора, крепят на устье (30) отбора, в частности, путем завинчивания резьбы (32c) наружной поверхности (Se) первого конца (32b) органа (32) отбора в резьбовом отверстии (30b) внутренней поверхности (Si) выступа (30a), пока защитный орган (4) не войдет в контакт с второй уплотнительной деталью (5),

e) в случае необходимости защитный орган (4) опять затягивают на органе (32) отбора для неподвижного соединения узла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Узел турбомашины содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, промежуточный корпус, размещенный между ними, клапан перепуска воздуха и приводной силовой гидроцилиндр клапана перепуска воздуха.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, две горелки, камеру сгорания, расположенную ниже по потоку за указанными горелками, турбину, два температурных датчика ниже по потоку за указанной камерой сгорания.

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления.

Исполнительное устройство содержит: неподвижную часть, образующую корпус, содержащий вход для прохождения текучей среды, главный выход и второй выход отбора и возвратные средства, действующие механическим усилием на подвижную часть; подвижную часть, содержащую затвор, содержащий шток, перемещающийся между положением открывания и положением закрывания; термостатическое устройство, содержащее переворотный конусный диск, при этом переворот диска при значении сверх известной критической температуры приводит к перемещению затвора в его положение закрывания; устройство управления, обеспечивающее создание силы удержания затвора, при этом устройством управления управляют таким образом, чтобы при значении ниже критической температуры открывание или закрывание затвора происходило в результате равновесия сил между удерживающей силой и механическим усилием.

Предложен способ отслеживания КПД прямого вытеснения высоконапорного насоса в гидравлической системе регулирования турбомашины. Способ включает в себя следующие этапы, на которых: запускают двигатели упомянутой турбомашины на низкой скорости N0 двигателя, при этом упомянутый клапан закрыт; используют компьютер для осуществления движения исполнительного механизма; постепенно увеличивают скорость N двигателя, пока упомянутая производительность Q не достигает заранее определенного значения Q0, которое достаточно для открывания клапана; запоминают в компьютере, во-первых, положение исполнительного механизма, а во-вторых, скорость N двигателя, соответствующую открыванию клапана; повторяют предыдущие этапы в последовательные моменты времени t1, t2, …, tn в течение срока службы упомянутых двигателей турбомашины; и заменяют упомянутый высоконапорный поршневой насос прямого вытеснения, когда упомянутая скорость N двигателя превышает заранее определенное значение Nпредел.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления заклиненным сопловым аппаратом, установленным между первой и второй турбинами, соединенными последовательно с компрессором.

Спрямляющий аппарат вентилятора содержит множество лопаток статора, которые прикреплены к корпусу турбовентиляторного двигателя. Если комбинация типа лопатки статора и типа лопатки статора для одной ограничивающей проточный канал пластины является такой же, как комбинация типа лопатки первой лопатки статора и типа лопатки статора для другой ограничивающей проточный канал пластины, положения первых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины и вторых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины указанных одной ограничивающей проточный канал пластины и другой ограничивающей проточный канал пластины совпадают друг с другом.

Изобретение относится к паровым турбинам, в частности к рассчитанным на несколько давлений устройствам сальников лабиринтного типа для уменьшения утечек пара между вращающимися и стационарными компонентами паровой турбины.

Ротационное устройство для турбомашины содержит диск, наружная периферия которого образована чередующимися полостями и зубцами, и лопатки. Лопатки проходят в радиальном направлении от диска, введены в осевом направлении в указанные полости диска и удерживаются в них в радиальном направлении.

Изобретение относится к узлу (1), содержащему выпускной картер (20), имеющий форму тела вращения вокруг оси (Х-Х), содержащий фланец (23) крепления на опоре (42), уплотнительную пластину (30) в виде тела вращения вокруг оси (Х-Х), при этом пластина установлена на фланце (23) крепления выпускного картера и имеет радиальное сечение, содержащее радиально внутреннюю концевую часть (32), радиально наружную концевую часть (34) и изгиб (31), расположенный между двумя концевыми частями, при этом указанные части образуют между собой угол, составляющий от 80 до 100 градусов, причем радиально наружная концевая часть имеет длину (L34) в осевом направлении, составляющую от 15 до 35% высоты (Н) пластины, измеренной в радиальном направлении вокруг оси вращения, при этом радиально наружная концевая часть проходит по существу параллельно указанной оси, и указанный изгиб открыт в сторону выхода относительно воздушного потока.

Изобретение относится к экранирующим элементам реактивного двигателя. Экранирующий элемент (30) расположен поверх зазоров между участками полки (20) соседних лопаток (10) ротора турбины и выполнен из композита с керамической матрицей с возможностью экранирования зазора между участками полки (20) за счет вхождения в контакт вдоль внутренних поверхностей корпусов участков полки.

Предлагается статорная облопаченная конструкция, которая может подавлять потерю давления, вызванную зазором или разницей уровня между вкладышами, образующими воздушный канал со статорными лопатками, выполненными из композитного материала, и вкладышами в турбовентиляторном двигателе, и турбовентиляторный двигатель с использованием этой статорной облопаченной конструкции.

Лопатка турбины газотурбинного двигателя, имеющего диск турбины с осью, включает перо, имеющее переднюю и заднюю кромки и стороны нагнетания и всасывания, хвостовик лопатки и полку между пером и хвостовиком.

Элемент турбомашины включает аэродинамический профиль с задней кромкой и полку. Полка включает область задней кромки для поддержания указанной задней кромки, переднюю краевую поверхность, заднюю краевую поверхность, две окружные фронтальные поверхности, паз для уплотнительной полосы и разгрузочную полость.

Турбомашина включает статор с компонентами статора, ротор с, по меньшей мере, одним компонентом ротора и, по меньшей мере, один канал для направления рабочей среды для приведения в движение ротора.

Изобретение относится к ступени компрессора низкого давления осевой турбомашины, такой как турбореактивный двигатель. Ступень содержит ротор (12), внешняя поверхность которого содержит два кромочных уплотнителя (32), каждый из которых образует радиальное кольцевое ребро; и статор, содержащий кольцевой ряд лопастей (26) статора, проходящих в целом в радиальном направлении; и внутреннюю оболочку (28), радиальное поперечное сечение которой содержит центральную часть (40), соединенную с внутренними краями лопастей (26), боковую часть (42), проходящую с каждой стороны от центральной части до одного из двух кромочных уплотнителей (32), соответственно, образуя, таким образом, ротор с кольцевой полостью.

Система питания воздухом под давлением, установленная в авиационном газотурбинном двигателе, выполненная с возможностью питания воздухом наддува части использования сжатого воздуха летательного аппарата при помощи воздуха наддува, отбираемого из части отбора сжатого воздуха, отличающаяся тем, что содержит устье отбора, выполненное на картере части отбора сжатого воздуха, орган отбора, соединенный с устьем отбора, проходное устье для прохождения органа отбора, выполненное на картере отсека газотурбинного двигателя, при этом упомянутый картер может незначительно перемещаться относительно картера части отбора сжатого воздуха, при этом орган отбора проходит через проходное устье со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений, области высокого давления, через которую проходит орган отбора, которая находится между картером части отбора сжатого воздуха и картером отсека и которая содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува, при этом система питания воздухом под давлением дополнительно содержит средства герметизации, находящиеся по существу между картером части отбора сжатого воздуха и картером отсека, образуя по существу герметичную перегородку между областью высокого давления и свободным пространством, сообщающимся с отсеком и оставленным вокруг органа отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области высокого давления внутрь органа отбора в случае его разрыва. Благодаря изобретению можно обеспечивать питание воздухом наддува части летательного аппарата, например топливного бака летательного аппарата, через орган отбора воздуха под давлением, например, из ступени компрессора газотурбинного двигателя, без риска попадания воздуха наддува со слишком высокой температурой, который может, в частности, создавать риски самовоспламенения топлива, даже в случае разрыва органа отбора. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх