Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства. Указанный технический результат достигается тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению. Узел содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу. На гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина. Поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. Рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры. 4 ил.

 

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

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором (См. RU 2522233 С1, опубл. 10.07.2014).

В известном техническом решении основным недостатком является то, что при возникновении нештатной ситуации, например, обрыве вала турбины низкого давления или при срабатывании системы отсоединения вала происходит осевое смещение только ротора турбины низкого давления. При этом вал компрессора низкого давления удерживается шарикоподшипником. Так как ротор турбины низкого давления обладает значительным крутящим моментом, то момент трения, возникающий от касания ротора об статор, может оказаться недостаточным. В случае обрыва вала турбины низкого давления турбина будет раскручиваться до разрушения. Этому будет способствовать то, что вал компрессора низкого давления, удерживаемый шарикоподшипником, на авторотации будет обеспечивать расходом воздуха внутренний контур и работой турбины низкого давления. Все это снижает безопасность эксплуатации двухмоторного летательного аппарата. Также это решение имеет сложную конструкцию, коммуникации которой проходят через входной направляющий аппарат, поэтому известная конструкция не пригодна для двигателей с консольным расположением ротора компрессора низкого давления, а также там, где входной направляющий аппарат не содержит коммуникаций. Это ограничивает область применения данного устройства.

Техническими результатами, достигаемыми при использовании настоящего изобретения, являются: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства.

Указанные технические результаты достигаются тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению, узел дополнительно содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу, кроме того на гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки, при этом на наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина, кроме того поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента, причем рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры.

Такая конструкция позволяет остановить ротор двигателя в нештатной ситуации следующим образом. По сигналу системы управления из магистрали в полость, образованную между втулкой и поршнем, подается под давлением масло и происходит осевое смещение поршня до контакта с радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. При этом сжимается пружина и исчезает контровка гайки. Далее поршень при касании об гайку свинчивает ее с дополнительного промежуточного вала. Если суммарная осевая сила валов компрессора и турбины низкого давления направлена назад (вправо), то в процессе свинчивания ротор с промежуточным валом смещается назад относительно дополнительного промежуточного вала и происходит касание и торможение ротора о статор компрессора и турбины низкого, давления. Если суммарная осевая сила направлена вперед (влево), а также при обрыве вала турбины низкого давления, то поршень свинчивает гайку до ее контакта с крышкой по радиальному выступу гайки. За счет этого валы компрессора и турбины низкого давления также смещаются назад по резьбе (имеется в виду резьбовое соединение гайки с промежуточным валом) до контакта и торможения ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Таким образом, при срабатывании системы отсоединения вала происходит осевое смещение не только ротора турбины низкого давления, но и ротора компрессора низкого давления, в связи с этим момент трения, возникающий от касания ротора об статор не может оказаться недостаточным, а в случае обрыва вала турбины низкого давления турбина не будет раскручиваться до разрушения, что повышает безопасность двухмоторного летательного аппарата. Кроме того, за счет того, что коммуникации заявленной конструкции не проходят через входной направляющий аппарат, она становится пригодной для двигателей с консольным расположением ротора компрессора низкого давления, а также там, где входной направляющий аппарат не содержит коммуникаций, что расширяет область применения заявленного устройства.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей, где на фигуре 1 изображен узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, продольный разрез; на фигуре 2 - нарушение контровочной связи в заявленном узле, продольный разрез; на фигуре 3 - смещение валов компрессора и турбины низкого давления при суммарной осевой нагрузке, направленной назад (вправо) в заявленном узле, продольный разрез; на фигуре 4 - смещение валов компрессора и турбины низкого давления при суммарной осевой нагрузке, направленной вперед (влево) в заявленном узле, продольный разрез.

Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления 1, вал турбины низкого давления 2, цапфы которых заведены в промежуточный вал 3, причем вышеупомянутые валы 1, 2, 3 зафиксированы относительно друг друга в окружном направлении посредством шлицевых соединений 4,5 а в осевом направлении посредством посредством стяжного болта 6 и стяжной трубой 7, которые в свою очередь зафиксированы в окружном направлении контровочной трубой 29 через шлицевые соединения 8 и 9.

Узел также содержит втулку 10, жестко соединенную со статором, поршень 11, установленный во втулке 10 с возможностью осевого смещения в сторону компрессора низкого давления (влево) и зафиксированный относительно нее в окружном направлении посредством штифтов 12, причем между втулкой 10 и поршнем 11 образована полость 13, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью 14 с перепускным клапаном (на чертежах не показан), шарикоподшипник 15, наружное кольцо 16, которого жестко соединено со статором.

Узел также содержит дополнительный промежуточный вал 17, установленный между шарикоподшипником 15 и промежуточным валом 3 и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения 18, а в осевом направлении посредством радиального выступа 19 и гайки 20, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения 21 на промежуточном валу 3.

На гайке 20 установлен контровочный кольцевой элемент 22, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы 23 и 24, установленные в соответствующие глухие пазы 30 в торце дополнительного промежуточного вала 17, а также в сквозные пазы 31 в торце гайки 20. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента 22 между близлежащими торцевыми поверхностями гайки 20 и поршня 11 выполнен радиальный бурт 25, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22 и торцевой поверхностью гайки 20 установлена осевая пружина 26.

Поршень 11 выполнен с возможностью контакта с гайкой 20 и радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22, причем рабочие поверхности поршня 11, гайки 20 и радиального бурта 25 контровочного кольцевого элемента 22 выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых относительно меньших расположены слева (со стороны компрессора низкого давления).

На втулке 10 жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка 27, а на наружной поверхности гайки 20 между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки 26 и поршня 11 выполнен радиальный выступ 28, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы осевые зазоры.

Устройство работает следующим образом. При обрыве вала турбины низкого давления 2, либо в другой нештатной ситуации, требующей принудительного останова ротора, происходит следующее. По сигналу системы управления (на чертежах не показана) из магистрали 14 в полость 13 подается под давлением масло и происходит осевое смещение поршня 11 до контакта с радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22. При этом сжимается пружина 26 и исчезает контровка гайки 20. Далее поршень 11 при касании об гайку 20 свинчивает ее с дополнительного промежуточного вала 17. Если суммарная осевая сила валов компрессора и турбины низкого давления 1 и 2 направлена назад (вправо), то в процессе свинчивания ротор с промежуточным валом 3 смещается назад относительно дополнительного промежуточного вала 17 и происходит касание и торможение ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Если суммарная осевая сила направлена вперед (влево), а также при обрыве вала турбины низкого давления 2, то поршень 11 свинчивает гайку 20 до ее контакта с крышкой 27 по радиальному выступу 28 гайки 20. За счет этого валы компрессора и турбины низкого давления 1 и 2 также смещаются назад по резьбе 21 до контакта и торможения ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Таким образом, повышается безопасность двухмоторного летательного аппарата, а также расширяется область применения данного устройства.

Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, отличающийся тем, что содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу, кроме того, на гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки, при этом на наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина, кроме того, поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента, причем рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к трансмиссии. Трансмиссия содержит трансмиссионный узел и систему распределения масла.

Газотурбинный двигатель содержит, среди прочего, вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор, взаимодействующий с указанным вентилятором.

Приводная система для приведения в действие по меньшей мере одного компрессора. Система содержит газотурбинный двигатель (101), выполненный и установленный с возможностью приведения в действие компрессора (103).

Изобретение относится к планетарному передаточному механизму для приведения во вращение первого лопастного узла газотурбинного двигателя, содержащему: зубчатое колесо, соединенное с ротором двигателя для того, чтобы быть приведенным во вращение; по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с зубчатым колесом; водило сателлитов и коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с сателлитом; при этом основное зубчатое колесо выполнено с возможностью соединения с ротором через шарнирное передаточное соединение постоянной угловой скорости.

Изобретение относится к узлу турбомашины, в частности к интегральному узлу турбокомпрессора-турбодетандера. Узел турбомашины содержит: вал, радиальный газовый детандер, удерживаемый на валу между первым и вторым подшипником и компрессор, удерживаемый на валу в консольном положении рядом с одним из упомянутых подшипников, при этом компрессор содержит множество подвижных входных сопел, а радиальный газовый детандер содержит множество подвижных направляющих лопаток.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям редукторов газотурбинных двигателей. Вращающийся узел включает в себя передаточный механизм и систему распределения масла, обеспечивающую подачу масла к передаточному механизму для его смазывания.

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к штифтовым соединениям частей вала турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя.

Теплофикационная парогазовая установка с паротурбинным приводом компрессора относится к энергетике и может быть применена для тепло- и электроснабжения потребителей в новых микрорайонах городов.

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления.

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей. Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки содержит многосекционный кольцевой рекуперативный теплообменник, размещенный в потоке охлаждающего воздуха проточной части второго контура газотурбинной установки и состоящий из механически связанных между собой унитарных секций с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха из проточной части первого контура, равномерно расположенных по площади поперечного сечения проточной части второго контура и представляющих собой пучок полых трубчатых теплообменных элементов, выполненный за одно целое, расположенный вдоль проточной части второго контура и сообщенный с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха.

Изобретение относится к стартер-генераторным устройствам для авиационных газотурбинных двигателей и способу их запуска, может быть использовано в системах электроснабжения, применяемых в летательных аппаратах, судах, других транспортных средствах и автономных объектах.

Нерегулируемое сопло газотурбинного двигателя, содержащее четыре стенки, соединенные между собой разъемным соединением с образованием канала отвода рабочего газа.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Турбина // 2677021
Изобретение относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины. Турбина содержит множество неподвижных направляющих лопаток, опорный элемент и корпус.

Изобретение относится к энергетике. Энергоустановка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Коробка приводных агрегатов содержит зубчатое колесо, патрубок, подшипники, центробежную крыльчатку с лопатками.

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства. Указанный технический результат достигается тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению. Узел содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу. На гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина. Поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. Рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры. 4 ил.

Наверх