RU2352801C1 - Gas turbine engine - Google Patents
Gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2352801C1 RU2352801C1 RU2007133630/06A RU2007133630A RU2352801C1 RU 2352801 C1 RU2352801 C1 RU 2352801C1 RU 2007133630/06 A RU2007133630/06 A RU 2007133630/06A RU 2007133630 A RU2007133630 A RU 2007133630A RU 2352801 C1 RU2352801 C1 RU 2352801C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure compressor
- chamber
- gas turbine
- sleeve
- compressor shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к узлам приводов авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установок.The invention relates to the field of engine building, namely to drive units of aircraft gas turbine engines and gas turbine units.
Особенностью работы кинематической цепи центрального привода газотурбинного двигателя является то, что шлицевые соединения работают при знакопеременных нагрузках и переменных направлениях передачи крутящего момента. Работа обеих сторон профиля шлицев вызвана тем, что на современных самолетах используется вычислительная система управления тягой двигателя. Указанная система, управляя подачей топлива в течение всего полета, периодически поднимает или сбрасывает обороты двигателя. В связи с этим шлицевые соединения передач двигателя работают в сложных условиях. В настоящее время имеют место случаи полного истирания шлицев в соединении вала ротора и ведущего зубчатого колеса вплоть до потери кинематической связи.A feature of the kinematic circuit of the central drive of a gas turbine engine is that the spline joints operate under alternating loads and alternating directions of torque transmission. The work of both sides of the slots profile is due to the fact that modern aircraft use a computer engine traction control system. The specified system, controlling the supply of fuel throughout the flight, periodically raises or resets the engine speed. In this regard, the splined joints of the engine gears operate in difficult conditions. Currently, there are cases of complete attrition of the splines in the connection of the rotor shaft and the driving gear up to the loss of the kinematic connection.
Известна конструкция газотурбинного двигателя, в котором узел центрального привода включает цилиндрическую шестерню с узким участком шлицевого соединения на валу компрессора (Авиационные газотурбинные двигатели (конструкция и расчет на прочность). Ленинградская краснознаменная военно-воздушная инженерная академия имени А.Ф.Можайского, Ленинград, 1959, с.290, фиг.14.8).A known design of a gas turbine engine in which the central drive assembly includes a cylindrical gear with a narrow spline connection on the compressor shaft (Aircraft gas turbine engines (design and strength analysis). Leningrad Red Banner Air Force Engineering Academy named after AF Mozhaisky, Leningrad, 1959 , p. 290, Fig. 14.8).
Известная конструкция не предусматривает гарантированную смазку шлицевого соединения, что ведет к износу шлицев, потере кинематической связи и не обеспечивает надежность работы современных газотурбинных двигателей высокой мощности.The known design does not provide guaranteed lubrication of the spline connection, which leads to wear of the splines, loss of kinematic connection and does not ensure the reliability of modern gas turbine engines of high power.
Наиболее близким к заявляемой конструкции по технической сущности является газотурбинный двигатель Д-30, в котором ведущее зубчатое колесо передает крутящий момент с вала компрессора высокого давления на центральный привод через шлицевое соединение (Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 II серии. «Машиностроение», 1973, с.33, рис.33, 34).Closest to the claimed design in technical essence is the D-30 gas turbine engine, in which the drive gear transmits torque from the shaft of the high-pressure compressor to the central drive via a spline connection (D-30 Aircraft Dual-Turbo Jet Engine of the II Series. "Engineering", 1973 , p. 33, fig. 33, 34).
Недостатком известной конструкции является то, что в ней не предусмотрена активная смазка шлицев, что приводит к износу последних и потере кинематической связи.A disadvantage of the known design is that it does not provide for active lubrication of the splines, which leads to wear of the latter and loss of kinematic connection.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности двигателя за счет предотвращения износа шлицев в соединении ведущего зубчатого колеса и вала ротора компрессора высокого давления путем обеспечения их смазки в процессе работы.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the engine by preventing wear of the splines in the connection of the driving gear and the rotor shaft of the high pressure compressor by ensuring their lubrication during operation.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем вал компрессора низкого давления, вал компрессора высокого давления, ведущее зубчатое колесо, передающее крутящий момент с вала компрессора высокого давления на центральный привод через шлицевое соединение, согласно формуле изобретения на валу компрессора низкого давления установлена втулка с лабиринтными гребешками, а на ведущем зубчатом колесе размещена втулка с уплотнительным покрытием, образующая с указанным ведущим колесом кольцевые радиальные полости, которые сообщаются с входной полостью, расположенной между указанными втулками, и полостью центрального привода через отверстия, выполненные в стенках втулки с уплотнительным покрытием, ведущего зубчатого колеса и вала компрессора высокого давления.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine engine including a low-pressure compressor shaft, a high-pressure compressor shaft, a driving gear wheel that transmits torque from the high-pressure compressor shaft to the central drive through a spline connection, according to the claims, the low-pressure compressor shaft is installed a sleeve with labyrinth scallops, and a sleeve with a sealing coating is placed on the driving gear wheel, forming annular radial rings with the specified driving wheel Lost which communicate with the inlet cavity located between said sleeves and a central cavity through the drive holes formed in the walls of the sleeve with the sealing surface, the drive gear shaft and the high pressure compressor.
Такое конструкторское выполнение обеспечивает постоянную смазку шлицевого соединения ротора компрессора высокого давления и ведущего зубчатого колеса за счет накопления масла в виде пленки на вращающихся деталях, перетекания его через отверстия и полости в зазоры шлицевого соединения и далее - в полость центрального привода.This design provides constant lubrication of the spline connection of the rotor of the high pressure compressor and the driving gear due to the accumulation of oil in the form of a film on rotating parts, its flowing through holes and cavities into the gaps of the spline connection and then into the cavity of the central drive.
На фиг.1 изображен разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции в месте передачи крутящего момента от вала ротора компрессора высокого давления к центральному приводу. На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 1 shows a section of a gas turbine engine of the claimed design in the place of transmission of torque from the rotor shaft of the high-pressure compressor to the central drive. Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
Устройство включает вал 1 компрессора низкого давления, вал 2 компрессора высокого давления. На валу 1 установлена втулка 3, а на валу 2 компрессора высокого давления по шлицам 4 установлено ведущее зубчатое колесо 5, которое закреплено от осевого перемещения на валу 2 штифтами 6. Втулка 3 имеет лабиринтные гребешки 7 лабиринтного уплотнения 8. Лабиринтное уплотнение 8 образовано внутренним уплотнительным покрытием 9 на втулке 10, которая установлена внутри ведущего зубчатого колеса 5. Втулка 10 образует с втулкой 3 кольцевую входную полость 11, а с ведущим зубчатым колесом 5 - кольцевые полости 12 и 13.The device includes a
Входная полость 11 сообщается с полостью 12 через радиальные отверстия 16, выполненные в стенке втулки 10. Полость 13 сообщается с полостью 14 через радиальные отверстия 17, выполненные в ведущем зубчатом колесе 5. Полость 14 сообщается с кольцевой полостью 15 через зазоры в шлицах 4. Кольцевая полость 15 связана с полостью центрального привода 18 через радиальные отверстия 19, выполненные в стенке вала 2.The
Пары масла скапливаются в виде масляной пленки на поверхности 20 во входной полости 11.Vapors of oil accumulate in the form of an oil film on the
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
В процессе работы газотурбинного двигателя пары масла, поступающие из полости центрального привода 18 в кольцевую входную полость 11, за счет центробежной силы от вращающихся роторов скапливаются на поверхности в виде масляной пленки. Накопившееся масло через радиальные отверстия 16 перетекает в кольцевую полость 12 и далее в полость 13. Под действием той же центробежной силы через радиальные отверстия 16 масло дальше перетекает в полость 14, из которой равномерно распределяется по зазорам шлицевого соединения, смазывая шлицы 4, и далее вытекает в кольцевую полость 15. Далее через радиальные отверстия 19 масло выбрасывается в полость 18. Таким образом обеспечивается постоянная непрерывная смазка шлицев и предотвращается их износ.During the operation of the gas turbine engine, oil vapors coming from the cavity of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007133630/06A RU2352801C1 (en) | 2007-09-07 | 2007-09-07 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007133630/06A RU2352801C1 (en) | 2007-09-07 | 2007-09-07 | Gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2352801C1 true RU2352801C1 (en) | 2009-04-20 |
Family
ID=41017817
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007133630/06A RU2352801C1 (en) | 2007-09-07 | 2007-09-07 | Gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2352801C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534678C1 (en) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Turbojet engine turbine |
-
2007
- 2007-09-07 RU RU2007133630/06A patent/RU2352801C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 II серии. - Машиностроение, 1973, с.33, рис.33, 34. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534678C1 (en) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Turbojet engine turbine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2694106C2 (en) | Turbomachine and torque transmission system for turbomachine | |
EP2743462B1 (en) | Lubricant system | |
EP3171055B1 (en) | Near zero velocity lubrication system for a turbine engine | |
EP3232011B1 (en) | Hydrodynamic carbon face seal pressure booster | |
US10731747B2 (en) | Gearing device with at least one structural component that rotates with respect to a housing appliance | |
WO2014066815A1 (en) | Oil system bearing compartment architecture | |
EP3070377B1 (en) | Zero or low leakage oil transfer bearing | |
JP2015212577A (en) | Epicyclic transmission provided with lubrication system | |
KR101941320B1 (en) | Turbo-compressor train with rolling bearings and related assembly method | |
CN111828467A (en) | Mechanical retarder for aircraft turbines | |
US10006520B2 (en) | System for regulating stresses in ring gears | |
US11396941B2 (en) | Staged impeller for the oil supply of an epicyclic or planetary reduction gear | |
RU2352801C1 (en) | Gas turbine engine | |
RU2657105C2 (en) | Trunnion for high-pressure turbin and turbojet engine including such trunnion | |
EP3514398B1 (en) | Fixed block shaft inner bearing race for integrated drive generator | |
US11199103B2 (en) | Seal assembly for a turbomachine | |
JP5499400B2 (en) | Fuel / lubricating oil supply pump | |
US20190063317A1 (en) | Fluid communication between a stationary structure and a rotating structure | |
EP3023643B1 (en) | A coupling and a method of using the same | |
EP3511594A1 (en) | Fixed block shaft for integrated drive generator | |
RU2305787C2 (en) | Device to transmit torque from compressor shaft to gas-turbine engine auxiliaries gearbox | |
RU2211345C1 (en) | Gas turbine engine | |
US12000299B1 (en) | Centrifugally operated oil shield for lubrication flow control | |
US10968834B2 (en) | Shaft assembly for aircraft engine | |
RU2382236C2 (en) | Auger-impeller pump |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160908 |