RU182452U1 - Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU182452U1 RU182452U1 RU2017137553U RU2017137553U RU182452U1 RU 182452 U1 RU182452 U1 RU 182452U1 RU 2017137553 U RU2017137553 U RU 2017137553U RU 2017137553 U RU2017137553 U RU 2017137553U RU 182452 U1 RU182452 U1 RU 182452U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- low
- compressor
- shaft
- pressure compressor
- rotor
- Prior art date
Links
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 title 1
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 6
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/026—Shaft to shaft connections
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.Техническим результатом полезной модели является повышение стабильности и надежности работы узла соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя.Технический результат достигается тем, что узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления, которые соединены между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, связанной с валом турбины низкого давления посредством резьбового соединения, а в окружном направлении валы компрессора и турбины низкого давления соединены между собой посредством шлицевого соединения, межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, при этом ротор компрессора низкого давления связан с валом компрессора низкого давления в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а на стяжной втулке со стороны торца ротора компрессора низкого давления установлен фиксирующий элемент, ограничивающий его осевое смещение, в отличие от известного, он снабжен контровочным элементом, установленным на стяжной втулке между фиксирующим элементом и торцем ротора компрессора низкого давления и связанным со стяжной втулкой посредством шлицевого соединения, при этом контровочный элемент выполнен с пазами, а торец ротора компрессора низкого давления - с ответными выступами, которые заведены в пазы контровочного элемента, а на стяжной втулке дополнительно выполнены два бурта, в один из которых упирается в ротор, а в другой - вал компрессора низкого давления.
Description
Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.
Известен узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления, соединенные между собой в осевом направлении через промежуточный вал, и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, связанной с валом турбины низкого давления посредством резьбового соединения, а в окружном направлении - посредством шлицевое соединение, межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала (описание изобретения к патенту РФ №2303148, МПК F02C 7/06, опубл. 20.07.2007. Бюл. №20).
При обрыве вала компрессора низкого давления вал турбины низкого давления удерживается межвальным радиально-упорным шарикоподшипником через стяжную втулку, что может привести к раскрутке ротора турбины низкого давления и разрушению мотогондолы и самолета в целом.
Наиболее близким к предлагаемому является узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления, которые соединены между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, связанной с валом турбины низкого давления посредством резьбового соединения, а в окружном направлении валы компрессора и турбины низкого давления соединены между собой посредством шлицевого соединения, межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, при этом ротор компрессора низкого давления связан с валом компрессора низкого давления в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а на стяжной втулке со стороны торца ротора компрессора низкого давления установлен фиксирующий элемент, ограничивающий его осевое смещение (описание изобретения к патенту РФ №2406848, МПК F02C 7/06, опубл. 20.12.2010. Бюл. №35).
Роторы компрессора и турбины низкого давления стягиваются через вал компрессора низкого давления, сжимая его стяжной втулкой. При этом вал компрессора низкого давления испытывает осевое усилие растяжения от ротора компрессора низкого давления, т.е. работает в неопределенных условиях, что негативно сказывается на стабильности и надежности его работы, а также резьбового соединения стяжной втулки и вала турбины низкого давления. При обрыве вала компрессора низкого давления возможно прокручивание стяжной втулки относительно ротора компрессора низкого давления из-за со слабой контровки между фиксирующим элементом и торцем ротора компрессора низкого давления, что может привести к раскрутке ротора турбины низкого давления и разрушению мотогондолы и самолета в целом.
Технической задачей полезной модели является создание конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, предотвращающей разрушение мотогондолы и самолета в целом.
Техническим результатом полезной модели является повышение стабильности и надежности работы узла соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя за счет ограничения смещения в осевом направлении ротора и вала компрессора низкого давления посредством буртов, выполненных на стяжной втулке, и предотвращения ее прокручивания относительно ротора компрессора низкого давления посредством установки на ней контровочного элемента.
Технический результат достигается тем, что узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления, которые соединены между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, связанной с валом турбины низкого давления посредством резьбового соединения, а в окружном направлении валы компрессора и турбины низкого давления соединены между собой посредством шлицевого соединения, межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, при этом ротор компрессора низкого давления связан с валом компрессора низкого давления в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а на стяжной втулке со стороны торца ротора компрессора низкого давления установлен фиксирующий элемент, ограничивающий его осевое смещение, в отличие от известного, он снабжен контровочным элементом, установленным на стяжной втулке между фиксирующим элементом и торцем ротора компрессора низкого давления и связанным со стяжной втулкой посредством шлицевого соединения, при этом контровочный элемент выполнен с пазами, а торец ротора компрессора низкого давления - с ответными выступами, которые заведены в пазы контровочного элемента, а на стяжной втулке дополнительно выполнены два бурта, в один из которых упирается в ротор, а в другой - вал компрессора низкого давления.
На фиг. показан продольный разрез предлагаемого узла соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя.
Узел соединения ротора 1 компрессора низкого давления и ротора 2 турбины низкого давления содержит вал 3 компрессора низкого давления и вал 4 турбины низкого давления, которые соединены между собой в осевом и окружном (радиальном) направлениях. В осевом направлении вал 3 компрессора низкого давления и вал 4 турбины низкого давления соединены между собой через промежуточный вал 5, с установленным в нем регулировочным элементом 6, стяжной втулкой 7, которая соединена с валом 4 турбины низкого давления при помощи резьбового соединения 8. В окружном направлении вал 3 компрессора низкого давления и вал 4 турбины низкого давления соединены между собой посредством шлицевого соединения 9. При этом ротор 1 компрессора низкого давления связан с валом 3 компрессора низкого давления в окружном направлении посредством шлицевого соединения 10.
Узел соединения также содержит межвальный радиально-упорный шарикоподшипник 11, наружное кольцо 12 которого установлено на внутренней поверхности вала 13 компрессора высокого давления, а внутреннее кольцо 14 - на наружной поверхности промежуточного вала 5.
На стяжной втулке 7 со стороны торца ротора 1 компрессора низкого давления установлен фиксирующий элемент 15, выполненный, например, в виде гайки, ограничивающей смещение ротора 1 в осевом направлении при работе ГТД.
Для надежности передачи крутящего момента от стяжной втулки 7 на ротор 1 компрессора низкого давления на стяжной втулке между фиксирующим элементом 15 и торцем ротора 1 компрессора низкого давления установлен контровочный элемент 16, выполненный, например, в виде шлицевой втулки. Контровочный элемент 16 связан со стяжной втулкой 7 посредством шлицевого соединения 17. При этом на торце контровочного элемента 16 выполнены пазы 18, а на торце ротора 1 компрессора низкого давления - ответные выступы 19, которые заведены в пазы 18 контровочного элемента 16.
При этом на стяжной втулке выполнены два бурта: бурт 20 выполнен в области ротора компрессора низкого давления и бурт 21 - в области межвального радиально-упорного шарикоподшипника. Ротор 1 компрессора низкого давления упирается в бурт 20, который дополнительно ограничивает его смещение в осевом направлении относительно стяжной втулки 7 помимо фиксирующего элемента 16. Вал 3 компрессора низкого давления упирается в бурт 21, который ограничивает его смещение в осевом направлении.
Сборка узла осуществляется следующим образом.
На промежуточном валу 5 устанавливается межвальный шарикоподшипник 11 и регулировочный элемент 6. Собранный узел устанавливается в вал 13 компрессора высокого давления. Затем устанавливается вал 4 турбины низкого давления. Далее устанавливается вал 3 компрессора низкого давления. Затем ввинчивается стяжная втулка 7 в вал 4 турбины низкого давления по резьбе 8 до упора бурта 21 в торец вала 3 компрессора низкого давления. Далее устанавливается ротор 1 компрессора низкого давления в вал 3 компрессора низкого давления по шлицевому соединению 10 до упора в бурт 20 стяжной втулки 7 и фиксируется в осевом направлении фиксирующим элементом 15 по резьбе стяжной втулки через контровочный элемент 16.
При работе двигателя в случае обрыва вала 3 компрессора низкого давления, происходит рассогласование частот вращения ротора 1 компрессора низкого давления и ротора 2 турбины низкого давления, т.е. первый замедляется, а второй ускоряется. При этом ротор 2 турбины низкого давления свинчивается по резьбе 8 со стяжной втулки 7, и за счет бурта 20 ротор 1 компрессора низкого давления смещается в осевом направлении. Происходит взаимное осевое расхождение роторов, которые входят в контакт со статором и тормозятся. Для сохранения окружного положения ротора 1 компрессора низкого давления относительно стяжной втулки 7 предусмотрен контровочный элемент 16. В случае выполнения «левой» резьбы в месте соединения стяжной втулки 7 и вала 4 турбины низкого давления при обрыве вала 3 компрессора низкого давления создается крутящий момент турбины, многократно превышающий предел прочности растяжения с последующим разрушением стяжной втулки 7 в узком месте из-за навинчивания по резьбе 8 при упоре в бурт 21.
Предложенная конструкция узла соединения роторов компрессора и турбины низкого давления газотурбинного двигателя позволяет при обрыве вала компрессора низкого давления локализовать разрушение внутри двигателя и тем самым предотвратить разрушение мотогондолы и самолета в целом, а также обеспечить стабильность и надежность работы узла соединения.
Claims (1)
- Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления, которые соединены между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, связанной с валом турбины низкого давления посредством резьбового соединения, а в окружном направлении валы компрессора и турбины низкого давления соединены между собой посредством шлицевого соединения, межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, при этом ротор компрессора низкого давления связан с валом компрессора низкого давления в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а на стяжной втулке со стороны торца ротора компрессора низкого давления установлен фиксирующий элемент, ограничивающий его осевое смещение, отличающийся тем, что он снабжен контровочным элементом, установленным на стяжной втулке между фиксирующим элементом и торцем ротора компрессора низкого давления и связанным со стяжной втулкой посредством шлицевого соединения, при этом контровочный элемент выполнен с пазами, а торец ротора компрессора низкого давления - с ответными выступами, которые заведены в пазы контровочного элемента, а на стяжной втулке дополнительно выполнены два бурта, в один из которых упирается в ротор, а в другой - вал компрессора низкого давления.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017137553U RU182452U1 (ru) | 2017-10-26 | 2017-10-26 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017137553U RU182452U1 (ru) | 2017-10-26 | 2017-10-26 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU182452U1 true RU182452U1 (ru) | 2018-08-17 |
Family
ID=63177615
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017137553U RU182452U1 (ru) | 2017-10-26 | 2017-10-26 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU182452U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112302725A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-02-02 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种紧凑型航空发动机高压转子连接结构 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3602535A (en) * | 1970-05-14 | 1971-08-31 | Gen Motors Corp | Shaft coupling |
RU2190110C2 (ru) * | 2000-05-15 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2330168C2 (ru) * | 2006-08-21 | 2008-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Узел соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя |
RU2406848C1 (ru) * | 2009-04-17 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
RU2572744C1 (ru) * | 2014-10-14 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
-
2017
- 2017-10-26 RU RU2017137553U patent/RU182452U1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3602535A (en) * | 1970-05-14 | 1971-08-31 | Gen Motors Corp | Shaft coupling |
RU2190110C2 (ru) * | 2000-05-15 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2330168C2 (ru) * | 2006-08-21 | 2008-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Узел соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя |
RU2406848C1 (ru) * | 2009-04-17 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
RU2572744C1 (ru) * | 2014-10-14 | 2016-01-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112302725A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-02-02 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种紧凑型航空发动机高压转子连接结构 |
CN112302725B (zh) * | 2020-09-18 | 2022-07-26 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种紧凑型航空发动机高压转子连接结构 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8814462B2 (en) | Joint assembly | |
RU2681392C2 (ru) | Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора | |
CN105339589B (zh) | 用于涡轮增压器装置的转子、具有转子的涡轮增压器装置和用于这种转子的轴 | |
RU2594396C2 (ru) | Соединительный модуль между приводным валом вентилятора двигателя и подшипником качения | |
RU2643267C2 (ru) | Система передачи мощности, турбомашина и способ передачи мощности | |
KR101983767B1 (ko) | 배기가스 터보차저 | |
RU2633199C2 (ru) | Резьбовой хвостовик, соединительный узел, газотурбинный двигатель и способ сборки ротора турбомашины газотурбинного двигателя | |
WO2015130370A2 (en) | Bearing supports | |
US10443701B2 (en) | Planetary gear box assembly | |
US20160102556A1 (en) | Shaft arrangement | |
US20180179895A1 (en) | Combination of two interconnected shafts for high-speed rotors | |
KR101491431B1 (ko) | 커넥터 | |
CA3000960C (en) | Gas turbine casing and gas turbine | |
US10077715B2 (en) | Accessory gearbox | |
US8465259B2 (en) | Gas turbine spindle bolt structure with reduced fretting motion | |
US9133731B2 (en) | Joint assembly | |
US20160097283A1 (en) | Compressor impeller assembly for a turbocharger | |
RU182452U1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
US20150184675A1 (en) | Threaded Connection Having Different Upper and Lower Threads for Submersible Well Pump Modules | |
US10221691B2 (en) | Method of connecting an impeller to a shaft, connection arrangement and rotary machine | |
RU2310088C2 (ru) | Устройство соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя | |
US20130170998A1 (en) | Impeller tube assembly | |
RU2406848C1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
RU2596899C1 (ru) | Опора компрессора низкого давления турбомашины | |
RU2572744C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель |