RU2190110C2

RU2190110C2 - Газотурбинный двигатель

Info

Publication number: RU2190110C2
Application number: RU2000112276/06A
Authority: RU
Inventors: А.И. Тункин; В.А. Кузнецов; Е.В. Судаков; Г.П. Матвеенко; Ю.А. Пыхтин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2000-05-15
Filing date: 2000-05-15
Publication date: 2002-09-27

Abstract

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к трансмиссии, соединяющей роторы турбины и компрессора. Газотурбинный двигатель с узлом соединения валов турбины и компрессора содержит промежуточный вал, передний хвостовик которого установлен шлицами с последующим за ними радиальным выступом на валу компрессора, а задний соединен с валом турбины. На наружном диаметре шлиц в кольцевую проточку переднего хвостовика промежуточного вала установлено центрирующее кольцо. Изобретение позволяет повысить надежность и кпд двигателя за счет улучшения крепления промежуточного вала на валу компрессора и уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины. 3 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к трансмиссии, соединяющей роторы турбины и компрессора.

Известен газотурбинный двигатель с трехопорным ротором, для компенсации несоосности опор которого на валу турбины установлена соединительная муфта [1].

Недостатком известной конструкции является ее большой вес и габариты.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с узлом соединения валов газогенератора, состоящим из промежуточного вала, соединенного передним концом с валом компрессора, а задним концом через шлицевую муфту с валом турбины [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является пониженный кпд двигателя из-за больших зазоров между статором и ротором турбины, из-за ненадежного крепления промежуточного вала на компрессорном валу. При работе двигателя на ротор турбины действует значительная газовая сила (до ~ 30 т), которая передается с вала турбины через промежуточный вал на вал компрессора. При этом радиально-упорный шариковый подшипник воспринимает разницу осевых сил роторов компрессора и турбины, которые направлены в противоположные стороны. Промежуточный вал, установленный на валу турбины с помощью центрирующего радиального выступа и закрепленный на валу в осевом направлении с помощью гайки, под действием осевой силы от вала турбины деформирует гайку в пределах упругой деформации, и в пределах зазоров по шлицам его хвостовик, примыкающий к шариковому подшипнику, получает возможность перемещения в радиальном направлении, что приводит к радиальному перемещению консольного ротора турбины, что снижает кпд турбины из-за увеличения радиального зазора между статором и ротором. Кроме того, такие радиальные перемещения могут привести как к поломке роликоподшипника турбины, так и лабиринтных уплотнений в турбине.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и кпд двигателя за счет улучшения крепления промежуточного вала на валу компрессора.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с узлом соединения валов турбины и компрессора, содержащим промежуточный вал, передний хвостовик которого установлен шлицами с последующим за ними радиальным выступом на валу компрессора, а задний - соединен с валом турбины, согласно изобретению, на наружном диаметре шлиц в кольцевую проточку переднего хвостовика промежуточного вала установлено центрирующее кольцо.

Установка на наружном диаметре шлиц в кольцевой проточке переднего хвостовика промежуточного вала центрирующего кольца позволяет фиксировать хвостовик вала компрессора, исключая радиальные перемещения хвостовика вала турбины, что уменьшает радиальные зазоры между статором и ротором турбины, тем самым повышая кпд и надежность ГТД.

На фиг.1 изображен продольный разрез двигателя с узлом соединения валов.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из статора 2 с установленными в нем шарикоподшипником 3 и роликоподшипником 4, а также ротором компрессора 5 и консольным ротором турбины 6. Вал 7 компрессора 5 и вал 8 ротора турбины 6 соединены между собой с помощью промежуточного вала 9, соединенного с валом 7 компрессора своим передним хвостовиком 10 с помощью шлиц 11, а задним хвостовиком 12 через шлицевую муфту 13 - с валом 8 турбины. Осевое усилие от ротора турбины 6 на промежуточный вал 9 передается через резьбовую втулку 14 на внутреннее и наружное сферические кольца 15 и 16, шлицевую муфту 13 и шлицевую гайку 17. Промежуточный вал 9 фиксируется в осевом направлении с помощью гайки 18, при этом вал 9 упирается кольцевым буртом 19 в радиально-упорный шариковый подшипник 3. В радиальном направлении передний хвостовик 10 вала 9 фиксируется относительно вала 7 компрессора 5 с помощью центрирующего кольца 20, установленного своим внутренним диаметром на наружный диаметр Д эвольвентных шлиц 11, а наружным диаметром, установленным в кольцевой проточке 21 переднего конца 10 промежуточного вала 9, перед шлицами 11 и центрирующим радиальным выступом 22, выполненным за шлицами 11 (так называемая "двойная центровка" промежуточного вала). Выступ 22 вала 9 установлен на поверхности 23 вала 7.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя на промежуточный вал 9 действует со стороны вала 8 ротора турбины 6 крутящий момент, который передается на вал 7 компрессора 5 с помощью шлиц 11, и осевое усилие (порядка ~ 30 т), которое передается на вал 7 компрессора 5 через гайку 18, которая под действием этой осевой силы может упруго деформироваться, ослабляя затяжку стыка 24 между промежуточным валом 9 и шарикоподшипником 3. После этого передний хвостовик 10 вала 9 получает возможность радиальных перемещений в пределах зазоров по шлицам 11, однако этому препятствует центрирующее кольцо 20, фиксируя хвостовик 10 вала 9 в радиальном направлении (работает "двойная посадка" вала, когда центрирующие кольца расположены до шлиц и за шлицами соединяемых валов).

Таким образом, исключается радиальное перемещение хвостовика 12 вала 9, что уменьшает радиальные зазоры между статором 2 и ротором турбины 6, повышая кпд и надежность ГТД.

Источники информации
1. С.А. Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", стр.226, рис.4.66.

2. Патент SU 1563302 A1, F 02 C 7/00 - прототип.

Claims

Газотурбинный двигатель с узлом соединения валов турбины и компрессора, содержащим промежуточный вал, передний хвостовик которого установлен шлицами с последующим за ними радиальным выступом на валу компрессора, а задний соединен с валом турбины, отличающийся тем, что на наружном диаметре шлиц в кольцевую проточку переднего хвостовика промежуточного вала установлено центрирующее кольцо.