RU2672812C2 - Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения - Google Patents

Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения Download PDF

Info

Publication number
RU2672812C2
RU2672812C2 RU2013155901A RU2013155901A RU2672812C2 RU 2672812 C2 RU2672812 C2 RU 2672812C2 RU 2013155901 A RU2013155901 A RU 2013155901A RU 2013155901 A RU2013155901 A RU 2013155901A RU 2672812 C2 RU2672812 C2 RU 2672812C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
screws
bearing
support
turbine engine
safety
Prior art date
Application number
RU2013155901A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013155901A (ru
Inventor
Режи Эжен Анри СЕРВАН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2013155901A publication Critical patent/RU2013155901A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2672812C2 publication Critical patent/RU2672812C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/002—Axial flow fans
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
    • F05B2260/3011—Retaining bolts or nuts of the frangible or shear type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components

Abstract

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, установленный с возможностью вращения на валу (1) вентилятора, и неподвижный конструктивный элемент (2), при этом упомянутый вал (1) вентилятора и упомянутый конструктивный элемент (2) соединены между собой на уровне входного опорного подшипника (5) и выходного опорного подшипника (7) соответственно через опору (4) входного подшипника и опору (6) выходного подшипника, и устройство (3) разъединения, окружающее упомянутый вал (1) вентилятора и содержащее набор крепежных винтов (10), соединяющих опору (6) выходного подшипника с упомянутым конструктивным элементом (2) неподвижным соединением, и набор предохранительных винтов (20), соединяющих опору (4) входного подшипника с упомянутой опорой (6) выходного подшипника разрывным соединением. По меньшей мере некоторые из упомянутых предохранительных винтов устройства расположены между по меньшей мере некоторыми из упомянутых крепежных винтов на одной окружности, окружающей вал вентилятора. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям.
Известно, что двухконтурные газотурбинные двигатели содержат неподвижный конструктивный элемент (статор), называемый промежуточным картером, содержащим ступицу, поддерживающую валы, на которых установлены различные роторы (вентилятор, компрессор и т.д.), наружный кольцевой картер, отделяющий первичный (горячий) поток от вторичного (холодного потока), а также множество радиальных стоек соединения между ступицей и наружным кольцевым картером.
Вал вентилятора и этот конструктивный элемент соединены между собой через входной опорный подшипник и выходной опорный подшипник.
Если происходит разрыв лопатки вентилятора, на валу вентилятора появляется сильное биение, которое создает циклические нагрузки и вибрации, которые входной подшипник передает на конструктивный элемент, что чревато серьезными разрушениями.
Чтобы ограничить усилия, передаваемые на неподвижную конструкцию самолета во время такой потери лопатки, в документе FR 2831624, поданном на имя компании SNECMA, предложено устройство разъединения для двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащего вентилятор, установленный с возможностью вращения на валу вентилятора, и неподвижный конструктивный элемент, при этом упомянутый вал вентилятора и упомянутый конструктивный элемент соединены между собой на уровне входного опорного подшипника и выходного опорного подшипника соответственно через опору входного подшипника и опору выходного подшипника, при этом упомянутое устройство окружает упомянутый вал вентилятора и содержит:
- набор крепежных винтов, соединяющих опору выходного подшипника с упомянутым конструктивным элементом неподвижным соединением, и
- набор предохранительных винтов, соединяющих опору входного подшипника с упомянутой опорой выходного подшипника разрывным соединением.
Эти так называемые «предохранительные» винты, работа которых описана в вышеупомянутом документе, содержат участок меньшего сечения, который может разрываться при воздействии заранее определенного механического усилия растяжения и разъединять, таким образом, опору входного подшипника и опору выходного подшипника.
Таким образом, формируют два венца винтов (венец крепежных винтов и венец предохранительных винтов, разрывающихся при растяжении), которые расположены друг за другом радиально вокруг вала вентилятора. В результате этого, как только появляется биение (например, вследствие разрыва лопатки вентилятора), разрыв при растяжении предохранительных винтов приводит к отсоединению опоры входного подшипника от конструктивного элемента (через опору выходного подшипника, на которой он закреплен) после ограниченного числа оборотов вала вентилятора.
Однако в этой конфигурации, когда предохранительные винты при растяжении разрываются, передний конец линии вала компрессора низкого давления отсоединяется от конструкции и начинает совершать орбитальные вращательные движения вокруг своего нового центра тяжести. Это приводит к изгибу вала турбины низкого давления, который может начать тереться по коаксиальной с ним линии вала компрессора высокого давления и который вращается с более высокой скоростью, что приводит к риску серьезных повреждений для обеих линий вала двигателя.
Чтобы решить эту проблему, в вышеупомянутом документе FR 2831624 предложено установить второе устройство разъединения между выходным опорным подшипником и неподвижным конструктивным элементом, причем это второе устройство содержит предохранительные винты, разрывающиеся при сдвиге. Таким образом, дополнительный зазор, образующийся на уровне выходного опорного подшипника, позволяет ограничить и даже устранить трение между валами турбины низкого давления и компрессора высокого давления.
Однако на некоторых типах газотурбинного двигателя осевая тяга двигателя может быть значительной, что требует установки упорного подшипника большого размера. Как правило, по причине этого большого габарита этот упорный подшипник устанавливают в выходном положении.
При этом радиальный габарит упорного подшипника между конструктивным элементом и валом вентилятора существенно ограничивает пространство, необходимое для вышеупомянутого первого устройства разъединения, что затрудняет выполнение контуров смазки в этой зоне, а также выполнение в опоре выходного подшипника отверстий, необходимых для нормальной вентиляции этой зоны.
Кроме того, описанная выше конфигурация с предохранительными винтами требует герметизации упомянутых винтов, что вынуждает добавлять специальную крышку и способствует увеличению занимаемого места.
Таким образом, задачей настоящего изобретения является уменьшение габарита устройства разъемного соединения, описанного в документе FR 2831624, для получения более значительного свободного пространства между конструктивным элементом и валом вентилятора для прокладки трубопроводов и вентиляционных каналов, необходимых для нормальной работы газотурбинного двигателя.
Согласно настоящему изобретению, описанный выше газотурбинный двигатель с устройством разъединения отличается тем, что предохранительные винты устройства располагают между крепежными винтами на той же окружности, которая окружает вал вентилятора.
Таким образом, благодаря настоящему изобретению, поскольку оба венца винтов (крепежных винтов и предохранительных винтов, разрывающихся при растяжении) установлены на уровне идентичного диаметра размещения, радиальное расположение упомянутых венцов винтов становится осевым расположением, что позволяет существенно уменьшить радиальный габарит заявленного устройства разъединения и, следовательно, увеличить пространство, необходимое для трубопроводов и вентиляционных каналов.
Кроме того, благодаря изобретению, поскольку крепежные винты и предохранительные винты расположены с чередованием на одном фланце, отпадает необходимость в уплотнительной крышке и ее прокладке для герметизации упомянутых предохранительных винтов, что позволяет уменьшить толщину фланца конструктивного элемента и, следовательно, еще больше увеличить пространство, необходимое для трубопроводов и вентиляционных каналов.
Кроме того, следует отметить, что эта новая конфигурация венцов винтов не влияет на последовательность монтажа устройства разъединения.
Кроме того, после установки заявленного устройства разъединения на газотурбинном двигателе изобретение позволяет сохранить недоступность соединения, которое может разрываться между валом вентилятора и неподвижным конструктивным элементом.
Кроме того, благодаря изобретению можно располагать разрывные предохранительные винты снаружи зоны между валом вентилятора и конструктивным элементом, что позволяет предохранять вращающиеся элементы, поскольку после разрыва ни один фрагмент (в частности, головки разрушенных винтов и шайбы) не попадает в эту зону, кроме того, резьба и остальная часть предохранительных винтов могут оказаться заключенными в полостях конструктивного элемента.
Предпочтительно все предохранительные винты устройства разъединения установлены между крепежными винтами.
Согласно частному варианту выполнения, чтобы максимально ограничить место, занимаемое заявленным устройством разъединения, по меньшей мере, один из предохранительных винтов установлен между двумя крепежными винтами.
Согласно другому частному варианту выполнения, по меньшей мере, один из предохранительных винтов установлен между двумя группами из n крепежных винтов. В этом случае, например, можно установить один предохранительный винт между двумя парами крепежных винтов.
При этом предпочтительно все крепежные винты и все предохранительные винты можно распределить на одной окружности, окружающей вал вентилятора.
Предпочтительно на вышеупомянутой окружности, окружающей упомянутый вал вентилятора, крепежные винты и предохранительные винты расположены с чередованием, что способствует симметрии и балансу в венце винтов, при этом каждый предохранительный винт установлен между двумя крепежными винтами или между двумя группами из n крепежных винтов.
Согласно частному варианту выполнения, выходной опорный подшипник является упорным подшипником, который подвергается действию осевой тяги газотурбинного двигателя. Этот выходной опорный подшипник позволяет также ограничить (или устранить) трение между валами низкого давления и высокого давления после разъединения.
Чтобы учитывать пространство, необходимое для трубопроводов и вентиляционных каналов первичного тракта, опора выходного подшипника имеет размер, соответствующий необходимости размещения трубопроводов и вентиляционных каналов.
Для обеспечения установки крепежных винтов устройства опора входного подшипника имеет, по меньшей мере, на уровне одного крепежного винта отверстие для прохождения инструмента затягивания упомянутого винта.
Согласно другому отличительному признаку изобретения, по меньшей мере, один разрывной винт может иметь головку, форма которого предусмотрена таким образом, чтобы избежать любого внешнего вмешательства, с целью предохранения затягивания упомянутого винта и, следовательно, калибровки устройства разъединения.
Кроме того, по меньшей мере, один из разрывных при растяжении предохранительных винтов можно расположить в опорном положении на опоре входного подшипника через шайбу. Кроме того, резьбу, по меньшей мере, одного из предохранительных винтов можно затягивать при помощи гайки, установленной в полости, выполненной внутри конструктивного элемента.
Внутри, по меньшей мере, одной полости опоры выходного подшипника можно вставить механизм предупреждения проворачивания соответствующего предохранительного винта.
Предпочтительно в опоре выходного подшипника выполняют зенкованное отверстие, чтобы, по меньшей мере, часть крепежного винта можно было спрятать в упомянутом зенкованном отверстии, что позволяет предохранить соответствующую часть крепежного винта после разрыва предохранительных винтов при потере лопатки.
Реализация изобретения будут более понятна из фигур прилагаемых чертежей. На этих фигурах сходные технические элементы имеют одинаковые обозначения.
Фиг.1 изображает вид в радиальном разрезе зоны между валом вентилятора и неподвижным конструктивным элементом двухконтурного газотурбинного двигателя, оборудованного заявленным устройством разъединения.
Фиг.2 - вид устройства разъединения согласно первому варианту осуществления изобретения в радиальной плоскости сечения, содержащей крепежный винт.
Фиг.3 - вид устройства разъемного соединения, показанного на фиг.2, в радиальной плоскости сечения, содержащей предохранительный винт, разрывающийся при растяжении.
Фиг.4А, 4В и 4С - частичный вид в изометрии участка венца винтов, образующего устройство разъединения, показанное на фиг.2 и 3, в последовательных плоскостях осевого сечения.
Фиг. 5 - вид сверху устройства разъединения согласно второму варианту осуществления изобретения.
Часть двухконтурного газотурбинного двигателя, показанная на фиг.1, соответствует участку вала 1 вентилятора (ротор), выполненного с возможностью вращения вокруг оси X-Х’ двигателя, и участку конструктивного элемента 2 (статор), например, ступице промежуточного картера. На входной части (в направлении потока газов) этого вала 1 установлен вентилятор, оборудованный лопатками (не показаны), которые расположены перед входом внутреннего (или первичного) газо-воздушного тракта и окружающего его наружного (или вторичного) тракта, через который проходит третичный воздух.
Вал 1 вентилятора и конструктивный элемент 2 соединены между собой на уровне входного опорного подшипника 5 и выходного опорного подшипника 7 соответственно через опору 4 входного подшипника и опору 6 выходного подшипника, которые расположены на выходе вентилятора.
Кроме того, устройство 3 разъединения выполнено с возможностью соединения, с одной стороны, конструктивного элемента 2 и, с другой стороны, опоры 4 входного подшипника и опоры 6 выходного подшипника. Для этого устройство 3 разъединения, концентрично окружающее вал 1 вентилятора, прежде всего, содержит набор крепежных винтов 10 (фиг.2), соединяющих опору 6 выходного подшипника с конструктивным элементом 2 неподвижным соединением. Аналогично, устройство 3 разъединения содержит набор предохранительных винтов 20 (фиг.3), разрывающихся, например, при растяжении, соединяющих опору 4 входного подшипника с опорой 6 выходного подшипника разрывным соединением.
Кроме того, выходной опорный подшипник 7 соединен с валом 1 вентилятора через дополнительную опору 8 выходного подшипника.
Устройство 3 разъединения более детально представлено на фиг.2 и 3. Оно состоит из вышеупомянутых наборов крепежных винтов 10 (фиг.2) и предохранительных винтов 20 (фиг.3), причем эти винты распределены в венце (часть которого показана на фиг.4А, 4В и 4С), окружающем вал 1 вентилятора, вокруг продольной оси X-Х’ газотурбинного двигателя.
Крепежные винты 10 типа винта, показанного на фиг.2, предназначены для удержания опоры 6 выходного подшипника на конструктивном элементе 2. Для этого каждый винт 10 имеет головку 11 винта и наружную резьбу 12. В опоре 4 входного подшипника выполнено отверстие 13, в котором винт 10 не фиксируется, а которое предназначено для похождения инструмента для затягивания упомянутого винта 10. В опоре 6 выходного подшипника выполнено также зенкованное отверстие 14, чтобы головка 11 винта могла зайти в это зенкованное отверстие 14 до упора 14А, что позволяет предохранить упомянутую головку 11 после разрыва предохранительных винтов 20 при потере лопатки. Кроме того, в конструктивном элементе 2 выполнена полость 15 с внутренней резьбой для завинчивания в ней наружной резьбы 12.
Предохранительные винты 20 типа винта, показанного на фиг.3, предназначены для удержания опоры 4 входного подшипника на опоре 6 выходного подшипника, пока на уровне вентилятора не появится биение, возникающее в результате потери лопатки вентилятора. Для этого каждый винт 20 имеет головку 21 винта и наружную резьбу 22. Возможность разрыва винта 20 обеспечивается гладким участком 23 меньшего сечения, находящимся между головкой 21 и резьбой 22, который служит зоной начала разрыва при растяжении (таким образом, предохранительный винт, показанный на фиг.3, является винтом, разрывающимся при растяжении).
Таким образом, если одна из лопаток отрывается от вентилятора, цикличное радиальное усилие, передаваемое на вал 1 вентилятора и на входной опорный подшипник 4, преобразуется в цикличное осевое усилие на уровне участков 23 меньшего сечения, когда это усилие становится достаточным. Обычно предохранительные винты 20, расположенные вокруг вышеупомянутой окружности, разрываются друг за другом за один оборот вала 1 вентилятора, причем, тем более легче, поскольку механическая прочность набора непрерывно уменьшается с каждым последующим разрывом. При этом опора 4 входного подшипника отрывается от опоры 6 выходного подшипника и, следовательно, перестает передавать усилие на конструктивный элемент 2.
Необходимо отметить, что в такой ситуации отрыва опоры 4 входного подшипника входной опорный подшипник 5 больше не обеспечивает удержание вентилятора. При этом вал 1 вентилятора удерживается только выходным опорным подшипником 7, который, в свою очередь, начинает передавать цикличные усилия. Чтобы контролировать эти усилия, между конструктивным элементом 2 и выходным опорным подшипником 7 можно расположить предохранительные винты, разрывающиеся при сдвиге. Однако, когда эти усилия становятся слишком большими, более предпочтительным является выходной подшипник 7 в виде упорного подшипника (при возможности большого размера), показанного на фиг.1, что делает использование предохранительных винтов, разрывающихся при сдвиге, бесполезным и даже нежелательным из-за недостаточности свободного пространства на уровне зоны 9 (показанной на фиг.1), разделяющей вал 1 вентилятора и неподвижный конструктивный элемент 2.
Головка 21 винта, форма которой позволяет избежать любого внешнего вмешательства, опирается на опору 4 входного подшипника через шайбу 24. Кроме того, наружную резьбу 22 предохранительного винта 20 затягивают при помощи гайки 26, не доступной на двигателе, так как она установлена внутри полости 25, выполненной в конструктивном элементе 2. Это дополняет защиту момента затягивания предохранительного винта, который напрямую влияет на разрыв винта. Кроме того, внутри проходного отверстия во фланце опоры 6 выходного подшипника устанавливают устройство 28 предупреждения проворачивания разрывного винта 20. Предпочтительно это устройство предупреждения проворачивания выполнено в виде шестиугольного отверстия 28, блокирующего вращение шестиугольного сектора 30 предохранительного винта 20.
Согласно настоящему изобретению, крепежные винты 10 и предохранительные винты 20 распределены на одной и той же окружности Y-Y’, которая окружает вал 1 вентилятора (фиг.4А-4С). В частности, эти винты 10 и 20 установлены с чередованием, при этом один крепежный винт 10 (или одна группа из n крепежных винтов 10) вставлен между двумя предохранительными винтами 20. Это расположение показано на фиг.4А, 4В и 4С в разных радиальных плоскостях сечения.
На фиг.4А со стороны входа показан фланец опоры 4 входного подшипника, соединенный с опорой 6 выходного подшипника и с конструктивным элементом 2. Фланец конструктивного элемента 2, на уровне которого расположено устройство 3 разъединения в соответствии с изобретением, содержит множество отверстий, через которые проходят крепежные винты 10 и предохранительные винты 20. Отверстия, соответствующие винтам 10 и 20, распределены с чередованием и равноудаленно на окружности Y-Y’.
Кроме того, в этой же плоскости отверстие для крепежного винта 10 содержит отверстие 13, предусмотренное для прохождения инструмента затягивания упомянутого винта, тогда как отверстие для разрывного винта 20 содержит проходное отверстие 27 (см. также фиг.3).
На фиг.4В со стороны входа показан фланец опоры 6 выходного подшипника, соединенный с фланцем конструктивного элемента 2. Отверстие для крепежных винтов 10 содержит вышеупомянутое зенкованное отверстие 14, позволяющее спрятать упомянутый винт 10, тогда как отверстие для предохранительного винта 20 содержит механизм 28 предупреждения проворачивания (на фиг.3 не показан) шестиугольного сечения.
На фиг.4С со стороны входа отдельно показан фланец конструктивного элемента. Отверстие для крепежного винта 10 содержит резьбовую полость 15 или гильзу для завинчивания наружной резьбы 12, тогда как напротив предохранительного винта 20 находится полость 25 во фланце конструктивного элемента 2, обеспечивающая недоступность гайки 26, затянутой на резьбе 22 упомянутого винта 20, и участвующая также в обеспечении герметичности напротив предохранительного винта.
Таким образом, использование крепежных винтов 10 и предохранительных винтов 20 в заявленном устройстве 3 разъединения обеспечивает минимальный габарит, что позволяет получить достаточное свободное пространство для выполнения в опоре 6 выходного подшипника трубопроводов и вентиляционных каналов, необходимых для нормальной работы газотурбинного двигателя.
Кроме того, полость 25, выполненная в конструктивном элементе 2, позволяет также обеспечивать герметичность напротив предохранительного винта 20, что позволяет избежать использования крышки, специально предназначенной для такой герметизации. Эту герметичность обеспечивают две тороидальные прокладки 31 и 32, соответственно расположенные между опорами 4 и 6 подшипников и между опорой 6 выходного подшипника и конструктивным элементом 2.
Участок двигателя, показанный на фиг.1, соответствует изображению в радиальной плоскости сечения, однако понятно, что представленная конфигурация выполнена по всей окружности газотурбинного двигателя, и описанные выше элементы окружают вал 1 вентилятора вокруг оси X-X’ двигателя.
Следует отметить, что в некоторых случаях необходимо адаптировать число крепежных винтов и число предохранительных винтов в зависимости от усилий, которым должен подвергаться каждый венец винтов. Поэтому предпочтительно число крепежных винтов может быть не равно числу предохранительных винтов. В этом случае один предохранительный винт можно установить между двумя группами из n крепежных винтов, как показано на фиг.5, где предохранительный винт 20 установлен между двумя парами крепежных винтов 10 и 10’ и где, следовательно, устройство разъединения содержит в два раза больше крепежных винтов 10 и 10’, чем предохранительных винтов 20.

Claims (10)

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, установленный с возможностью вращения на валу (1) вентилятора, и неподвижный конструктивный элемент (2), при этом упомянутый вал (1) вентилятора и упомянутый конструктивный элемент (2) соединены между собой на уровне входного опорного подшипника (5) и выходного опорного подшипника (7) соответственно через опору (4) входного подшипника и опору (6) выходного подшипника, и устройство (3) разъединения, окружающее упомянутый вал (1) вентилятора и содержащее:
- набор крепежных винтов (10), соединяющих опору (6) выходного подшипника с упомянутым конструктивным элементом (2) неподвижным соединением, и
- набор предохранительных винтов (20), разрывающихся при растяжении, выполненных с возможностью разрыва при усилии, превышающем заданное механическое усилие разрыва, и соединяющих опору (4) входного подшипника с упомянутой опорой (6) выходного подшипника разрывным соединением,
отличающийся тем, что упомянутые предохранительные винты (20) устройства расположены между упомянутыми крепежными винтами (10) на одной окружности, окружающей вал вентилятора, при этом опора (4) входного подшипника имеет на уровне по меньшей мере одного крепежного винта (10) отверстие (13) для прохождения инструмента затягивания упомянутого винта.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором предохранительные винты (20) устройства разъединения установлены между крепежными винтами (10).
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором по меньшей мере один из предохранительных винтов (20) установлен между двумя крепежными винтами (10).
4. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором по меньшей мере один из предохранительных винтов (20) установлен между двумя последовательностями из n крепежных винтов (10).
5. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором все крепежные винты (10) и все предохранительные винты (20) устройства разъединения распределены на одной окружности (Y-Y'), окружающей вал (1) вентилятора.
6. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором через опору (6) выходного подшипника проходят трубопроводы и вентиляционные каналы и она имеет размер, необходимый для их размещения.
7. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором в опоре (6) выходного подшипника выполнено зенкованное отверстие (14), чтобы по меньшей мере часть крепежного винта (10) можно было спрятать в упомянутом зенкованном отверстии (14).
RU2013155901A 2011-06-20 2012-06-19 Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения RU2672812C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1155414 2011-06-20
FR1155414A FR2976623B1 (fr) 2011-06-20 2011-06-20 Dispositif de decouplage pour turbomoteur a double flux
PCT/FR2012/051383 WO2012175864A1 (fr) 2011-06-20 2012-06-19 Turbomoteur a double flux a dispositif de decouplage

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013155901A RU2013155901A (ru) 2015-07-27
RU2672812C2 true RU2672812C2 (ru) 2018-11-19

Family

ID=46579168

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013155901A RU2672812C2 (ru) 2011-06-20 2012-06-19 Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9512847B2 (ru)
EP (1) EP2721260B1 (ru)
JP (1) JP6085297B2 (ru)
CN (1) CN103608547B (ru)
BR (1) BR112013030937B8 (ru)
CA (1) CA2839459C (ru)
FR (1) FR2976623B1 (ru)
RU (1) RU2672812C2 (ru)
WO (1) WO2012175864A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3006713B1 (fr) * 2013-06-11 2016-10-14 Snecma Dispositif de decouplage pour turbomachine comportant une piece intermediaire
FR3008750B1 (fr) * 2013-07-18 2015-07-17 Snecma Couvercle de compresseur centrifuge de turbomachine apte a etre fixe par l'aval pres de son bord amont, turbomachine comportant ce couvercle.
FR3032499B1 (fr) 2015-02-10 2017-11-24 Snecma Ecrou pour le blocage axial d'une bague de palier dans une turbomachine
US10215100B2 (en) * 2016-03-14 2019-02-26 Hamilton Sundstrand Corporation One degree-of-constraint semi-fusible gearbox mounting link
FR3061242B1 (fr) * 2016-12-23 2019-05-17 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
FR3063310B1 (fr) * 2017-02-28 2019-04-26 Safran Aircraft Engines Moteur d'aeronef comprenant un palier entre deux arbres concentriques
FR3067075B1 (fr) * 2017-06-01 2019-08-02 Safran Aircraft Engines Element fusible avec indicateur de rupture pour le decouplage de deux pieces boulonnees de turbomachine, assemblage et turbomachine associes
FR3071629B1 (fr) 2017-09-25 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Etablissement d'une specification de dimensionnement d'un equipement pour structure de turbomachine
FR3081523B1 (fr) 2018-05-28 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef comportant des moyens de decouplage
FR3108140B1 (fr) 2020-03-10 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe d’un rotor de machine electrique
US11408304B2 (en) * 2020-10-08 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine bearing housing

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2888621A1 (fr) * 2005-07-15 2007-01-19 Snecma Dispositif de retention d'un support de palier dans une turbomachine comportant un dispositif de decouplage
RU2303704C2 (ru) * 2001-10-31 2007-07-27 Снекма Мотер Ломкая соединительная система для вала вентилятора турбореактивного двигателя
RU2328627C2 (ru) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Разрывной разъединитель

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9317530D0 (en) * 1993-08-21 1993-10-06 Westland Helicopters Fusible support devices for rotating shafts
DE19618313B4 (de) * 1996-05-08 2005-07-21 Abb Turbo Systems Ag Axialturbine eines Abgasturboladers
US6402469B1 (en) * 2000-10-20 2002-06-11 General Electric Company Fan decoupling fuse
US6428269B1 (en) * 2001-04-18 2002-08-06 United Technologies Corporation Turbine engine bearing support
FR2831624A1 (fr) 2001-10-31 2003-05-02 Snecma Moteurs Systeme decoupleur pour l'arbre d'une soufflante de turboreacteur
JP2003235147A (ja) * 2002-02-01 2003-08-22 Showa Electric Wire & Cable Co Ltd プレハブ形接続部
FR2877046B1 (fr) * 2004-10-26 2010-09-24 Snecma Moteurs Turbomachine avec un dispositif de decouplage et vis fusible pour dispositif de decouplage de la turbomachine
FR2878289A1 (fr) * 2004-11-19 2006-05-26 Snecma Moteurs Sa Turbomachine avec un dispositif de decouplage commun aux premier et deuxieme paliers de son arbre d'entrainement
FR2925122B1 (fr) * 2007-12-14 2015-09-04 Snecma Dispositif de decouplage d'un support de palier
JP4555381B2 (ja) * 2009-02-17 2010-09-29 昭和電線ケーブルシステム株式会社 ストレスコーン圧縮装置およびこれを用いたケーブル接続部
US8573922B2 (en) * 2010-06-15 2013-11-05 Rolls-Royce Corporation Bearing support
FR2968039B1 (fr) * 2010-11-26 2012-11-16 Snecma Dispositif de desaccouplement d'un support de palier
US9169728B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-27 General Electric Company Dynamic load reduction system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2303704C2 (ru) * 2001-10-31 2007-07-27 Снекма Мотер Ломкая соединительная система для вала вентилятора турбореактивного двигателя
RU2328627C2 (ru) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Разрывной разъединитель
FR2888621A1 (fr) * 2005-07-15 2007-01-19 Snecma Dispositif de retention d'un support de palier dans une turbomachine comportant un dispositif de decouplage

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013155901A (ru) 2015-07-27
EP2721260B1 (fr) 2018-02-28
BR112013030937A2 (pt) 2016-12-06
US20140119893A1 (en) 2014-05-01
JP6085297B2 (ja) 2017-02-22
CA2839459C (fr) 2018-05-01
JP2014517218A (ja) 2014-07-17
FR2976623A1 (fr) 2012-12-21
CA2839459A1 (fr) 2012-12-27
CN103608547A (zh) 2014-02-26
CN103608547B (zh) 2015-09-16
BR112013030937B8 (pt) 2021-10-26
EP2721260A1 (fr) 2014-04-23
BR112013030937B1 (pt) 2021-05-25
WO2012175864A1 (fr) 2012-12-27
US9512847B2 (en) 2016-12-06
FR2976623B1 (fr) 2013-06-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2672812C2 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения
RU2681392C2 (ru) Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора
US5417501A (en) Bearing assemblies for rotating shafts
RU2382886C2 (ru) Турбомашина со средствами для осевого удержания ротора
JP5906356B2 (ja) ダンパ軸受組立体を組立てる装置および方法
JP5788519B2 (ja) コンプレッサホイールの破裂の際にシャフトを軸方向に固定するための手段を有する排気ガスターボチャージャ
RU2638227C2 (ru) Конструкция с соединительным валом газовой турбины, содержащая гильзу, расположенную между соединительным валом и ротором
US10557374B2 (en) Gas turbine and method for protecting a gas turbine in case of a shaft break
CA2884998C (en) Frangible mounting arrangement and method for providing same
JP2012177365A (ja) 結合組立体
JP2008106939A (ja) 回転シャフト用の軸受機構およびこのような軸受機構を備えるタービンエンジン
US9938988B2 (en) Exhaust gas turbocharger
RU2496008C2 (ru) Устройство разъединения опоры подшипника
US20180245480A1 (en) A propulsive assembly having decouplable casing portions
JP6106195B2 (ja) ターボチャージャー
CN108798798A (zh) 涡轮增压器
US10760617B2 (en) Bearing device for load reduction
JP2004346937A (ja) 軸方向に心合わせされたタービンロータを結合するための装置及び方法
US11022241B2 (en) Device for limiting the loosening of a nut in a turbine engine
EP3981957A1 (en) Gas turbine engine bearing housing
US8465254B2 (en) Steam turbine half shell joint assembly
GB2558070A (en) Device for uncoupling first and second parts of a turbine engine
CN116181426A (zh) 燃气涡轮发动机轴承外壳
GB2517482A (en) Turbocharger

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner