RU2330168C2 - Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly - Google Patents
Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2330168C2 RU2330168C2 RU2006130236/06A RU2006130236A RU2330168C2 RU 2330168 C2 RU2330168 C2 RU 2330168C2 RU 2006130236/06 A RU2006130236/06 A RU 2006130236/06A RU 2006130236 A RU2006130236 A RU 2006130236A RU 2330168 C2 RU2330168 C2 RU 2330168C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- compressor
- turbine
- centering ring
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к трансмиссии, соединяющей роторы турбины и компрессора газотурбинного двигателя.The invention relates to a transmission connecting the rotors of a turbine and a compressor of a gas turbine engine.
Известен узел соединения валов газогенератора, включающий промежуточный вал, соединенный передним концом с помощью шлицевого соединения с валом компрессора, а задним концом через шлицевую муфту с валом турбины [Патент РФ №1563302, F02C 7/00, 1994 г.].A known node connecting the shafts of the gas generator, including an intermediate shaft connected by the front end using a spline connection to the compressor shaft, and the rear end through a spline coupling with a turbine shaft [RF Patent No. 1563302, F02C 7/00, 1994].
Недостатком известной конструкции является ненадежность крепления промежуточного вала компрессора и увеличенные зазоры между статором и ротором турбины и, следовательно, низкий к.п.д. газотурбинного двигателя.A disadvantage of the known design is the unreliability of the mounting of the intermediate shaft of the compressor and the increased gaps between the stator and the rotor of the turbine and, therefore, low efficiency gas turbine engine.
Наиболее близким к заявляемому является узел соединения валов турбины и компрессора, содержащий промежуточный вал, в кольцевую проточку переднего хвостовика которого установлено центрирующее кольцо [Патент РФ №2190110, F02C 7/36, 2002 г.].Closest to the claimed is a node connecting the shafts of the turbine and compressor, containing an intermediate shaft, in the annular groove of the front shank of which a centering ring is installed [RF Patent No. 2190110,
Однако известная конструкция не обеспечивает высокую надежность работы двигателя из-за затрудненного сброса масла из полости вала компрессора, которая приводит к попаданию масла в полость между дисками последних ступеней, его возгоранию или коксованию внутри вала.However, the known design does not provide high reliability of the engine due to the difficult discharge of oil from the cavity of the compressor shaft, which leads to the ingress of oil into the cavity between the disks of the last stages, its ignition or coking inside the shaft.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности работы за счет сброса масла из полости вала компрессора и исключения коксования и возгорания масла.The technical problem to which the invention is directed is to increase the reliability of operation by dumping oil from the cavity of the compressor shaft and eliminating coking and oil fire.
Сущность изобретения заключается в том, что узел соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя содержит промежуточный вал, передний хвостовик которого шлицами соединен с валом компрессора, задний хвостовик соединен с валом турбины, на наружном диаметре шлицев в кольцевой проточке переднего хвостовика промежуточного вала установлено центрирующее кольцо.The essence of the invention lies in the fact that the node connecting the shafts of the turbine and the compressor of the gas turbine engine contains an intermediate shaft, the front shank of which is connected to the compressor shaft by splines, the rear shank is connected to the turbine shaft, and a centering ring is installed on the outer diameter of the splines in the annular groove of the front shaft of the intermediate shaft.
Согласно изобретению на передних торцах промежуточного вала и центрирующего кольца выполнены по меньшей мере по одной выборке, совмещенные при сборке, на внутренней поверхности центрирующего кольца выполнен по меньшей мере один выступ, который расположен в пазу шлица хвостовика, при этом высота выступа составляет 0,5-2,0 величины модуля шлицев вала компрессора.According to the invention, at the front ends of the intermediate shaft and the centering ring are made at least one sample, aligned during assembly, at least one protrusion is made on the inner surface of the centering ring, which is located in the groove of the slot of the shank, while the height of the protrusion is 0.5- 2.0 magnitude of the compressor splines shaft module.
Сброс масла из полости вала компрессора обеспечен установкой центрирующего кольца в промежуточный вал таким образом, чтобы выборки на передних торцах вала и центрирующего кольца совмещались. При этом выступ центрирующего кольца должен входить во впадину шлицев, препятствуя проворачиванию центрирующего кольца.Oil discharge from the compressor shaft cavity is provided by installing a centering ring in the intermediate shaft so that the samples at the front ends of the shaft and the centering ring are aligned. In this case, the protrusion of the centering ring should enter the groove of the splines, preventing the centering ring from turning.
Высота выступа h на внутренней поверхности центрирующего кольца составляет 0,5-2,0 величины модуля m шлицев вала компрессора.The height of the protrusion h on the inner surface of the centering ring is 0.5-2.0 magnitude module m splines of the compressor shaft.
При h<0,5m мал контакт выступа с боковыми поверхностями шлицев вала компрессора, а в случае h>2,0m не обеспечена сборка центрирующего кольца с валом компрессора.For h <0.5m, the contact of the protrusion with the side surfaces of the splines of the compressor shaft is small, and in the case of h> 2.0m the assembly of the centering ring with the compressor shaft is not ensured.
Изобретение проиллюстрировано фигурами 1-6.The invention is illustrated in figures 1-6.
На фиг.1 показан общий вид заявляемой конструкции внутри газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a General view of the claimed design inside a gas turbine engine.
На фиг.2 представлен узел соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя.Figure 2 presents the node connecting the shafts of the turbine and the compressor of a gas turbine engine.
На фиг.3 показан разрез А-А на фиг.2, а на фиг.4 - вид Г на фиг.2.Figure 3 shows a section aa in figure 2, and figure 4 is a view of g in figure 2.
На фиг.5 - вид Б на фиг.3, на фиг.6 - вид В на фиг.2.In Fig.5 - view B in Fig.3, Fig.6 - view C in Fig.2.
Газотурбинный двигатель 1 включает следующие узлы: статор 2, в котором установлены шарикоподшипник 3 и роликоподшипник 4, ротор компрессора 5 и консольный ротор 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 5 передним хвостовиком 10 с помощью шлицев 11, а задним хвостовиком 12 через шлицевую муфту 13 с валом 8 турбины 6.The gas turbine engine 1 includes the following nodes: a stator 2, in which a ball bearing 3 and a roller bearing 4 are installed, a compressor rotor 5 and a cantilever rotor of a
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 буртиком 19 в радиально-упорный шариковый подшипник 3.The axial force from the rotor of the
В радиальном направлении передний хвостовик вала 9 фиксируется относительно вала 7 компрессора 5 с помощью центрирующего кольца 20. Центрирующее кольцо 20 установлено своим внутренним диаметром на наружный диаметр шлицев 11 вала 7, а наружным диаметром - в кольцевой проточке 21 переднего хвостовика 10 промежуточного вала 9 перед шлицами 11 и центрирующим радиальным выступом 22, выполненным за шлицами 11.In the radial direction, the front shaft end of the
На переднем торце промежуточного кольца 20 и переднем торце промежуточного вала 9 выполнены по меньшей мере по одной выборке 24, которые совмещаются при сборке. На внутренней поверхности центрирующего кольца 20 выполнен по меньшей мере один выступ 23, который при сборке заходит в паз шлица 11 хвостовика 10 на валу 7. Высота h выступа 23 составляет 0,5-2,0 величины модуля m шлицев 25 вала 7 компрессора 5.At the front end of the
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Центрирующее кольцо 20 установлено при сборке в промежуточный вал 9 таким образом, что выборки 24 на торцах вала 9 и кольца 20 совмещаются, а выступ 23 входит в паз шлица 11, препятствуя проворачиванию центрирующего кольца 20.The
Масло попадает во внутреннюю полость вала 9 и далее просачивается между гайкой 18 и валом 7, между шлицами 11 валов 20 и промежуточного вала 9 сбрасывается в кожух вала (не показан).Oil enters the internal cavity of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006130236/06A RU2330168C2 (en) | 2006-08-21 | 2006-08-21 | Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006130236/06A RU2330168C2 (en) | 2006-08-21 | 2006-08-21 | Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006130236A RU2006130236A (en) | 2008-02-27 |
RU2330168C2 true RU2330168C2 (en) | 2008-07-27 |
Family
ID=39278583
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006130236/06A RU2330168C2 (en) | 2006-08-21 | 2006-08-21 | Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2330168C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU182452U1 (en) * | 2017-10-26 | 2018-08-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | COMPRESSOR ROTOR COMPOUNDS AND TURBINES OF A GAS TURBINE ENGINE |
RU203884U1 (en) * | 2020-12-14 | 2021-04-26 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | HIGH SPEED DRIVE TRANSMISSION |
-
2006
- 2006-08-21 RU RU2006130236/06A patent/RU2330168C2/en active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU182452U1 (en) * | 2017-10-26 | 2018-08-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | COMPRESSOR ROTOR COMPOUNDS AND TURBINES OF A GAS TURBINE ENGINE |
RU203884U1 (en) * | 2020-12-14 | 2021-04-26 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | HIGH SPEED DRIVE TRANSMISSION |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006130236A (en) | 2008-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2357092C2 (en) | Design of turbojet engine with doubled fan in front part | |
CA2861994C (en) | Adaptor assembly for removable components | |
RU2468213C2 (en) | Installation of shaft into bearing with self-removable nut | |
US7344362B2 (en) | Turbocharger | |
US7458768B2 (en) | Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same | |
US8840375B2 (en) | Component lock for a gas turbine engine | |
US8662845B2 (en) | Multi-function heat shield for a gas turbine engine | |
US7458214B2 (en) | Electric motor cartridge for an electrically assisted turbocharger | |
JP2019019751A (en) | Gas turbine rotor and gas turbine generator | |
GB2183736A (en) | A turbocharger bearing load adjustment | |
EP4163475A1 (en) | Rotor assembly for a gas turbine engine and method for assembling same | |
EP1799982A1 (en) | Electrically assisted turbocharger | |
USRE43928E1 (en) | Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same | |
RU2330168C2 (en) | Turbine and gas turbine engine compressor coupling assembly | |
RU2310088C2 (en) | Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine | |
US8998564B2 (en) | Motor-generator connection shaft vent | |
US8757980B2 (en) | Rotor for a gas turbine engine comprising a rotor spool and a rotor ring | |
JP4612939B2 (en) | Method and assembly for connecting ventilation ducts of a gas turbine engine | |
RU2190110C2 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2411383C1 (en) | Gas-turbine engine support | |
RU92696U1 (en) | ELASTIC DAMPING SUPPORT OF THE GAS-TURBINE ENGINE | |
RU2572744C1 (en) | Gas turbine bypass engine | |
CN106150675B (en) | Turbo charger and car | |
RU2487258C1 (en) | Gas turbine engine gas generator | |
RU2273749C1 (en) | Gas-turbine engine compressor and turbine rotor joint unit |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |