RU2406848C1 - Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406848C1 RU2406848C1 RU2009114550/06A RU2009114550A RU2406848C1 RU 2406848 C1 RU2406848 C1 RU 2406848C1 RU 2009114550/06 A RU2009114550/06 A RU 2009114550/06A RU 2009114550 A RU2009114550 A RU 2009114550A RU 2406848 C1 RU2406848 C1 RU 2406848C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- compressor
- low
- pressure
- turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя относится к авиационному двигателестроению. Устройство содержит валы компрессора и турбины низкого давления, соединенные между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, соединенной с валом турбины низкого давления при помощи резьбы, а в окружном направлении - через шлицевое соединение, и межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала. На стяжной втулке установлена гайка, контактирующая с ротором компрессора низкого давления, соединенным с валом компрессора низкого давления при помощи дополнительного шлицевого соединения. Изобретение позволяет при обрыве вала компрессора локализовать разрушение внутри двигателя и предотвратить разрушение мотогондолы и самолета в целом. 1 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.
Известен ГТД с узлом соединения роторов компрессора и турбины, содержащий валы компрессора и турбины низкого давления. Валы соединены между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой. Стяжная втулка соединена с валом турбины низкого давления при помощи резьбы, а в окружном направлении - через шлицевое соединение. На промежуточном валу установлен межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала (см. патент РФ №2303148, кл. F02C 7/06, опубл. в 2007 г.).
Недостаток известного устройства состоит в том, что при обрыве вала компрессора вал турбины низкого давления удерживается межвальным радиально-упорным шарикоподшипником через стяжную втулку. Это может привести к раскрутке ротора турбины низкого давления и разрушению двигателя и мотогондолы самолета.
Задачей изобретения является предотвращение разрушения мотогондолы и самолета в целом при обрыве вала компрессора.
Указанная задача решается тем, что в узле соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащем валы компрессора и турбины низкого давления, соединенные между собой в осевом направлении через промежуточный вал и установленный в нем регулировочный элемент стяжной втулкой, соединенной с валом турбины низкого давления при помощи резьбы, а в окружном направлении - через шлицевое соединение и межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, согласно изобретению на стяжной втулке установлена гайка, контактирующая с ротором компрессора низкого давления, соединенным с валом компрессора низкого давления при помощи дополнительного шлицевого соединения.
Новым в предложенном изобретении является то, что на стяжной втулке установлена гайка, контактирующая с ротором компрессора низкого давления, соединенным с валом компрессора низкого давления при помощи дополнительного шлицевого соединения.
Такое выполнение устройства обеспечивает осевое смещение вала турбины низкого давления при обрыве вала компрессора либо стяжной втулки, что позволяет локализовать разрушение внутри двигателя и предотвратить разрушение мотогондолы и самолета в целом.
На чертеже показан продольный разрез узла соединения роторов компрессора и турбины ГТД.
Узел соединения роторов 1 компрессора и турбины 2 газотурбинного двигателя содержит валы компрессора 3 и турбины 4 низкого давления, соединенные между собой в осевом направлении через промежуточный вал 5 и установленный в нем регулировочный элемент 6 стяжной втулкой 7, соединенной с валом турбины низкого давления при помощи резьбы 8, а в окружном направлении - через шлицевое соединение 9. Узел содержит также межвальный радиально-упорный шарикоподшипник 10, наружное кольцо 11 которого установлено на внутренней поверхности 12 вала компрессора 13 высокого давления, а внутреннее 14 - на наружной поверхности 15 промежуточного вала. На стяжной втулке 7 установлена гайка 16, контактирующая с ротором компрессора 1 низкого давления, соединенным с валом 3 компрессора низкого давления при помощи дополнительного шлицевого соединения 17.
Сборка узла осуществляется следующим образом.
На промежуточном валу 5 устанавливается межвальный шарикоподшипник 10 и регулировочный элемент 6. Собранный узел устанавливается в вал 13 компрессора высокого давления. Затем устанавливается вал 4 ротора 2 турбины низкого давления. Далее устанавливается вал 3 компрессора, в который монтируется ротор 1. Затем ввинчивается стяжная втулка 7 в вал турбины 4 с помощью резьбы 8. С другой стороны стяжной втулки 7 устанавливается гайка 16, которая стягивает пакет, состоящий из элементов 1, 3, 5, 6, 4, 7.
При работе двигателя в случае обрыва стяжной втулки 7 происходит осевое смещение вала 4 турбины низкого давления, ротор которой входит в зацепление со статором, что приводит к остановке. В случае, когда обрывается вал 3 компрессора, происходит остановка ротора 1, который удерживает стяжную втулку 7. Ротор 2 турбины низкого давления продолжает вращение и с помощью резьбы 8 свинчивается со стяжной втулки 7. Это приводит к осевому смещению вала 4 вдоль шлицов 9 ротора 2 турбины низкого давления.
Изобретение позволяет при обрыве вала компрессора локализовать разрушение внутри двигателя и предотвратить разрушение мотогондолы и летательного аппарата (ЛА) в целом, что создает возможность эвакуации пилота одномоторного ЛА или продолжения полета на другом двигателе при многомоторном ЛА.
Claims (1)
- 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, соединенной с валом турбины низкого давления при помощи резьбы, а в окружном направлении - через шлицевое соединение, и межвальный радиально-упорный шарикоподшипник, наружное кольцо которого установлено на внутренней поверхности вала компрессора высокого давления, а внутреннее - на наружной поверхности промежуточного вала, отличающийся тем, что на стяжной втулке установлена гайка, контактирующая с ротором компрессора низкого давления, соединенным с валом компрессора низкого давления при помощи дополнительного шлицевого соединения.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009114550/06A RU2406848C1 (ru) | 2009-04-17 | 2009-04-17 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009114550/06A RU2406848C1 (ru) | 2009-04-17 | 2009-04-17 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2406848C1 true RU2406848C1 (ru) | 2010-12-20 |
Family
ID=44056648
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009114550/06A RU2406848C1 (ru) | 2009-04-17 | 2009-04-17 | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2406848C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2491450C1 (ru) * | 2012-02-21 | 2013-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
| RU182452U1 (ru) * | 2017-10-26 | 2018-08-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
-
2009
- 2009-04-17 RU RU2009114550/06A patent/RU2406848C1/ru active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2491450C1 (ru) * | 2012-02-21 | 2013-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
| RU182452U1 (ru) * | 2017-10-26 | 2018-08-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8607576B1 (en) | Single turbine driving dual compressors | |
| US7966833B2 (en) | Turbine engine with a power turbine equipped with an electric power generator centered on the axis of the turbine engine | |
| 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 | |
| US10174635B2 (en) | Rolling element bearing configured with a gutter and one or more fluid passages | |
| US10557374B2 (en) | Gas turbine and method for protecting a gas turbine in case of a shaft break | |
| US9869198B2 (en) | Intershaft integrated seal and lock-nut | |
| US10443701B2 (en) | Planetary gear box assembly | |
| RU2016144002A (ru) | Модульный узел для газотурбинной установки | |
| US10513938B2 (en) | Intershaft compartment buffering arrangement | |
| CN109281944A (zh) | 一种发动机转子支点中深沟球轴承的轴向力预加载结构 | |
| US20160025140A1 (en) | Rolling element bearing configured with a channel | |
| US9995163B2 (en) | Halo seal attached secondary seal cover arrangement | |
| US8943839B2 (en) | Gas turbine engine generator switchable drive | |
| RU2406848C1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
| RU2310088C2 (ru) | Устройство соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя | |
| US10392939B2 (en) | Gas turbine arrangement | |
| US9909452B2 (en) | Device for sealing between the coaxial shafts of a turbomachine | |
| RU182452U1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
| RU2572744C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
| RU2596899C1 (ru) | Опора компрессора низкого давления турбомашины | |
| US8926273B2 (en) | Steam turbine with single shell casing, drum rotor, and individual nozzle rings | |
| US9677421B2 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
| US9709156B2 (en) | Bearing shaft | |
| RU2273749C1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
| US10794273B2 (en) | Advanced distributed engine architecture-design alternative |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20140127 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |