RU220991U1 - Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU220991U1 RU220991U1 RU2023115211U RU2023115211U RU220991U1 RU 220991 U1 RU220991 U1 RU 220991U1 RU 2023115211 U RU2023115211 U RU 2023115211U RU 2023115211 U RU2023115211 U RU 2023115211U RU 220991 U1 RU220991 U1 RU 220991U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- low
- suspension unit
- rear suspension
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к опорам роторов турбин низкого давления авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использована в транспортном машиностроении. Полезная модель направлена на уменьшение веса задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя. Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус 1 с установленным на нем узлом 2 задней подвески авиационного газотурбинного двигателя, внутренний корпус 3 с фланцем 4 крепления корпуса подшипника ротора турбины низкого давления (не показан), полые стойки 5 крылового профиля с фланцами 6 крепления к наружному корпусу 1 и фланцами 7 крепления к внутреннему корпусу 3. Узел задней подвески 2 газотурбинного двигателя, наружный 1 и внутренний корпусы 3 выполнены из интерметаллидного TiAlNb орто-сплава. Полые стойки 5, расположенные в области узла задней подвески 2 газотурбинного двигателя, выполнены из никелевого жаропрочного сплава, а остальные полые стойки 5 - из интерметаллидного γ-TiAl сплава. Соединение полых стоек 5 крылового профиля с наружным 1 и внутренним 3 корпусами, а также узла 2 задней подвески авиационного газотурбинного двигателя с наружным корпусом 1 выполнено посредством болтов 8. 3 ил.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к опорам роторов турбин низкого давления авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использована в транспортном машиностроении.
Опоры роторов турбин низкого давления газотурбинных двигателей являются важными элементами их силовой схемы, так как у значительного количества моделей авиационных газотурбинных двигателей узел задней подвески силовой установки летательного аппарата размещен на корпусе опоры ротора турбины низкого давления.
Известна конструкция опоры ротора турбины, включающая наружный корпус, связанный с ним внутренний корпус с полыми силовыми стойками, обтекатель, трубопроводы подвода и слива масла, подвода охлаждающего воздуха и сброса воздуха, подшипниковые узлы, уплотнения (Н.Г. Гаврилов, Н.И. Старцев. Проектирование осевых турбин газотурбинного двигателя. - Куйбышев: КуАИ, 1984, с. 64-75).
В качестве ближайшего аналога выбрана задняя опора ротора турбины низкого давления двигателя Д-36. Задняя опора двигателя является силовым элементом двигателя и включает опору ротора турбины низкого давления и реактивное сопло внутреннего контура. Задняя опора содержит наружный корпус с кольцом задней подвески двигателя, внутренний корпус, в котором расположены детали опоры ротора турбины низкого давления (корпус подшипника с элементами подшипникового узла). Внутренний и внешний корпуса соединены между собой восемью силовыми стойками, закрытыми защитными кожухами. Во внутренних полостях защитных кожухов проложены коммуникации. Эти коммуникации сообщены с фланцами, расположенными на наружном корпусе. Фланцы предназначены для подвода и отвода масла; суфлирования масляных полостей; подвода и отвода воздуха, используемого для охлаждения корпусов подшипника опоры ротора турбины низкого давления (Киселев Ю.В., Тиц С.Н. Конструкция и техническая эксплуатация двигателя Д-36: Учеб. пособие / Самар. гос. аэрокосм. ун-т. Самара, 2006. - 90 с.).
К недостаткам выбранных аналогов конструкции задней опоры ротора турбины относятся их значительный вес, обусловленный применением жаропрочных никелевых сплавов, а также технологическая сложность изготовления, связанная с необходимостью применения громоздкого технологического оснащения для обеспечения требуемой точности при производстве сварочных операций и операций по термической обработке после сварки.
Предлагаемая полезная модель направлена на уменьшение веса задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя при сохранении ее прочностных характеристик, что, в итоге, позволяет уменьшить вес летательного аппарата или увеличить полезную его нагрузку, или увеличить дальность его полета.
Поставленная задача решается тем, что задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя содержит наружный и внутренний корпусы, соединенные между собой посредством полых стоек крылового профиля, и установленный на наружном корпусе узел задней подвески газотурбинного двигателя, при этом узел задней подвески газотурбинного двигателя, наружный и внутренний корпусы выполнены из интерметаллидного TiAlNb орто-сплава, полые стойки, расположенные в области узла задней подвески газотурбинного двигателя, выполнены из никелевого жаропрочного сплава, а остальные полые стойки - из интерметаллидного γ-TiAl сплава, причем соединение полых стоек крылового профиля с наружным и внутренним корпусами, а также узла задней подвески газотурбинного двигателя с наружным корпусом выполнено разъемным.
Выполнение узла задней подвески газотурбинного двигателя, наружного и внутреннего корпусов из интерметаллидного TiAlNb орто-сплава, а части полых стоек - из интерметаллидного γ-TiAl сплава обеспечивает уменьшение веса задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя на 12-15% по отношению к конструкции ближайшего аналога, так как применяемые сплавы характеризуются высокой удельной прочностью при плотности от 4,2 г/см3 до 5,2 г/см3.
Полые стойки крылового профиля, расположенные в области передачи нагрузок от наружного корпуса к узлу задней подвески авиационного газотурбинного двигателя, испытывают большие напряжения, чем остальные стойки, поэтому выполнение их из никелевого жаропрочного сплава позволяет обеспечить необходимые прочностные характеристики конструкции.
Выполнение соединения полых стоек крылового профиля с наружным и внутренним корпусами, а также узла задней подвески авиационного газотурбинного двигателя с наружным корпусом разъемным позволяет обеспечить надежное соединение между собой деталей, изготавливаемых из таких разнородных сплавов. Кроме того, использование разъемных соединений не требует применения сложного технологического оснащения.
Таким образом, рациональное сочетание различных сплавов в конструкции задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя позволяет уменьшить ее вес при сохранении ее прочностных характеристик.
Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя показана на чертежах, где на фиг. 1 показан продольный разрез задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя; на фиг. 2 - изометрическое изображение задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя; на фиг. 3 - изометрическое изображение полой стойки крылового профиля.
Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус 1 с установленным на нем узлом 2 задней подвески авиационного газотурбинного двигателя, внутренний корпус 3 с фланцем 4 крепления корпуса подшипника ротора турбины низкого давления (не показан), полые стойки 5 крылового профиля с фланцами 6 крепления к наружному корпусу 1 и фланцами 7 крепления к внутреннему корпусу 3. Узел задней подвески 2 газотурбинного двигателя, наружный 1 и внутренний корпусы 3 выполнены из интерметаллидного TiAlNb орто-сплава. Полые стойки 5, расположенные в области узла задней подвески 2 авиационного газотурбинного двигателя, выполнены из никелевого жаропрочного сплава, а остальные полые стойки 5 - из интерметаллидного γ-TiAl сплава. Соединение полых стоек 5 крылового профиля с наружным 1 и внутренним 3 корпусами, а также узла 2 задней подвески авиационного газотурбинного двигателя с наружным корпусом 1 выполнено посредством болтов 8.
Предлагаемая задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя работает следующим образом.
После запуска авиационного газотурбинного двигателя наружный корпус 1, полые стойки крылового профиля 5 и внутренний корпус 3, образующие силовую конструкцию, воспринимают и передают через фланцы 4, 6, 7 и болты 8 радиальные усилия от подшипника опоры ротора турбины низкого давления, осевые усилия от давлений в полостях задней опоры ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя, а также крутящие моменты от статора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя и от полых стоек 5 крылового профиля к узлу 2 задней подвески авиационного газотурбинного двигателя. Крыловой профиль полых стоек 5 обеспечивает приведение закрученного потока рабочего тела, выходящего из турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя, к осевому его направлению с минимальными гидравлическими потерями и спрофилирован с учетом поля углов закрутки потока на выходе из турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя.
Claims (1)
- Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя, характеризующаяся тем, что содержит наружный и внутренний корпусы, соединенные между собой посредством полых стоек крылового профиля, и установленный на наружном корпусе узел задней подвески газотурбинного двигателя, при этом узел задней подвески газотурбинного двигателя, наружный и внутренний корпусы выполнены из интерметаллидного TiAlNb орто-сплава, полые стойки, расположенные в области узла задней подвески газотурбинного двигателя, выполнены из никелевого жаропрочного сплава, а остальные полые стойки - из интерметаллидного γ-TiAl сплава, причем соединение полых стоек крылового профиля с наружным и внутренним корпусами, а также узла задней подвески газотурбинного двигателя с наружным корпусом выполнено разъемным.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU220991U1 true RU220991U1 (ru) | 2023-10-12 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3546880A (en) * | 1969-08-04 | 1970-12-15 | Avco Corp | Compressors for gas turbine engines |
| US4147026A (en) * | 1976-09-22 | 1979-04-03 | Motoren-Und Turbinen-Union Munich Gmbh | Gas turbine engine |
| DE3617403A1 (de) * | 1985-05-30 | 1986-12-04 | Teledyne Industries, Inc., Los Angeles, Calif. | Schmiersystem fuer einen turbolader |
| RU40652U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Опора ротора газотурбинного двигателя |
| RU2267018C1 (ru) * | 2004-07-28 | 2005-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод имени В.Я.Климова - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Опора роторов турбин высокотемпературного газотурбинного двигателя |
| RU99545U1 (ru) * | 2010-06-04 | 2010-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Опора ротора газотурбинного двигателя |
| RU185233U1 (ru) * | 2018-07-25 | 2018-11-27 | Юрий Борисович Назаренко | Опора ротора газотурбинного двигателя |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3546880A (en) * | 1969-08-04 | 1970-12-15 | Avco Corp | Compressors for gas turbine engines |
| US4147026A (en) * | 1976-09-22 | 1979-04-03 | Motoren-Und Turbinen-Union Munich Gmbh | Gas turbine engine |
| DE3617403A1 (de) * | 1985-05-30 | 1986-12-04 | Teledyne Industries, Inc., Los Angeles, Calif. | Schmiersystem fuer einen turbolader |
| RU40652U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Опора ротора газотурбинного двигателя |
| RU2267018C1 (ru) * | 2004-07-28 | 2005-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод имени В.Я.Климова - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Опора роторов турбин высокотемпературного газотурбинного двигателя |
| RU99545U1 (ru) * | 2010-06-04 | 2010-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Опора ротора газотурбинного двигателя |
| RU185233U1 (ru) * | 2018-07-25 | 2018-11-27 | Юрий Борисович Назаренко | Опора ротора газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8844861B2 (en) | Aircraft propulsion system | |
| US10240532B2 (en) | Frame junction cooling holes | |
| EP2938837B1 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| EP2230386A2 (en) | Compressor diffuser | |
| US20150330249A1 (en) | Frame strut cooling holes | |
| JP2007500298A (ja) | ターボファンケースと製造方法 | |
| EP3045683B1 (en) | Cooling passages for a mid-turbine frame | |
| WO2013184454A1 (en) | Seal land for static structure of a gas turbine engine | |
| RU122447U1 (ru) | Газотурбинный двигатель гтд-25ста, компрессор, камера сгорания, турбина газогенератора, свободная турбина | |
| EP3029272B1 (en) | Nozzle support systems | |
| US11965697B2 (en) | Multi-fluid heat exchanger | |
| US20170002688A1 (en) | Unducted propeller turboshaft engine provided with a reinforcing shell integrating pipe segments | |
| EP3404214B1 (en) | Blade outer air seal assembly and gas turbine engine with such an assembly | |
| EP3260739B1 (en) | Low-cost epicyclic gear carrier and method of making the same | |
| CN115288804A (zh) | 一种鸟类骨架仿生式承力结构及其设计方法 | |
| US3332242A (en) | Aft fan jet engine | |
| RU220991U1 (ru) | Задняя опора ротора турбины низкого давления авиационного газотурбинного двигателя | |
| US20220282670A1 (en) | Three-stream engine having a heat exchanger | |
| WO2014105735A1 (en) | Cast steel frame for gas turbine engine | |
| EP2938857B2 (en) | Heat shield for cooling a strut | |
| CN112539253A (zh) | 用于周转齿轮机构的行星支架 | |
| US11788425B2 (en) | Gas turbine engine with clearance control system | |
| EP3477058B1 (en) | Airfoil cooling circuit | |
| US20200217247A1 (en) | Gas turbine engine bifurcation | |
| US20240052788A1 (en) | Aircraft turbine engine assembly comprising a holder for fittings |