RU2682462C1 - Gas turbine engine low pressure rotor connection unit - Google Patents

Gas turbine engine low pressure rotor connection unit Download PDF

Info

Publication number
RU2682462C1
RU2682462C1 RU2018113158A RU2018113158A RU2682462C1 RU 2682462 C1 RU2682462 C1 RU 2682462C1 RU 2018113158 A RU2018113158 A RU 2018113158A RU 2018113158 A RU2018113158 A RU 2018113158A RU 2682462 C1 RU2682462 C1 RU 2682462C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nut
piston
intermediate shaft
axial
ring element
Prior art date
Application number
RU2018113158A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Николаевич Донцов
Николай Владимирович Кикоть
Андрей Валерьевич Узбеков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2018113158A priority Critical patent/RU2682462C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2682462C1 publication Critical patent/RU2682462C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines (GTE) of aircraft application, namely to design of compressor and turbine rotor connection unit. Technical result is achieved by the fact that the known unit for connection of the low-pressure rotor shafts of the gas turbine engine contains the low pressure compressor shaft, the low pressure turbine shaft, the journals of which are inserted into the intermediate shaft, wherein said shafts are fixed relative to each other in circumferential and axial directions, bushing rigidly connected to stator, piston installed in bushing with possibility of axial displacement and fixed relative to it in circumferential direction, wherein between the sleeve and the piston a cavity is formed, which is interconnected with the pressure gas or liquid main line with the bypass valve, a ball bearing, the external ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention. Unit contains an additional intermediate shaft installed between a ball bearing and an intermediate shaft and fixed relative to the last in circumferential direction by means of a splined connection, and in axial direction by means of a radial ledge and a nut accordingly made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft. On the nut there is a locking ring element, on ends of which there are axial ledges in circumferential direction, installed in corresponding blind slots in the end of the additional intermediate shaft, as well as in through slots in the nut end face. On the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and the piston, there is a radial collar, between which and the first end surfaces of the first there are gaps, wherein in the gap between the radial collar of the locking ring element and the end surface of the nut an axial spring is installed. Piston is made with possibility of contact with the nut and radial collar of the ring safety element. Working surfaces of piston, nut and radial collar of locking ring element are conic relative to longitudinal axis of gas turbine engine, large bases of which are located on the side of low pressure compressor, note here that annular locking cover is rigidly fixed on said sleeve, while radial projection is made on outer surface of nut between adjacent end surfaces of annular stop cover and piston. Gaps are formed between said radial ledge and said end surfaces.EFFECT: higher safety of twin-engine aircraft in case of emergency situation in engine operation associated with low-pressure turbine shaft breakage, or in case of any damages requiring forced mechanical shutdown of the rotor, as well as wider field of application of this device.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.The invention relates to gas turbine engines (GTE) for aviation applications, namely, to the design of the connection node of the compressor rotors and turbine.

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором (См. RU 2522233 С1, опубл. 10.07.2014).As the closest analogue (prototype), the shaft connection unit of the low-pressure rotor of a gas turbine engine is selected, comprising a low-pressure compressor shaft, a low-pressure turbine shaft, the pins of which are inserted into the intermediate shaft, the aforementioned shafts being fixed relative to each other in circumferential and axial directions, a sleeve rigidly connected to the stator, a piston mounted in the sleeve with the possibility of axial displacement and fixed relative to it in the circumferential direction, and between the sleeve and the piston m a cavity communicated with the pressurizing gas or liquid main by pass valve, ball bearing, the outer ring of which is rigidly connected to the stator (See. RU 2522233 C1, publ. 07.10.2014).

В известном техническом решении основным недостатком является то, что при возникновении нештатной ситуации, например, обрыве вала турбины низкого давления или при срабатывании системы отсоединения вала происходит осевое смещение только ротора турбины низкого давления. При этом вал компрессора низкого давления удерживается шарикоподшипником. Так как ротор турбины низкого давления обладает значительным крутящим моментом, то момент трения, возникающий от касания ротора об статор, может оказаться недостаточным. В случае обрыва вала турбины низкого давления турбина будет раскручиваться до разрушения. Этому будет способствовать то, что вал компрессора низкого давления, удерживаемый шарикоподшипником, на авторотации будет обеспечивать расходом воздуха внутренний контур и работой турбины низкого давления. Все это снижает безопасность эксплуатации двухмоторного летательного аппарата. Также это решение имеет сложную конструкцию, коммуникации которой проходят через входной направляющий аппарат, поэтому известная конструкция не пригодна для двигателей с консольным расположением ротора компрессора низкого давления, а также там, где входной направляющий аппарат не содержит коммуникаций. Это ограничивает область применения данного устройства.In the known technical solution, the main disadvantage is that in case of an emergency, for example, breakage of the low pressure turbine shaft or when the shaft disconnection system is triggered, only the low pressure turbine rotor is axially displaced. The shaft of the low pressure compressor is held by a ball bearing. Since the rotor of the low pressure turbine has significant torque, the friction moment arising from the contact of the rotor with the stator may not be sufficient. In the event of a breakdown of the low-pressure turbine shaft, the turbine will spin up to failure. This will be facilitated by the fact that the low-pressure compressor shaft, held by a ball bearing, will automatically provide an internal air flow rate and low-pressure turbine operation on autorotation. All this reduces the safety of operation of a twin-engine aircraft. This solution also has a complex structure, the communications of which pass through the inlet guide apparatus, therefore, the known design is not suitable for engines with a cantilever arrangement of the rotor of the low pressure compressor, and also where the inlet guide apparatus does not contain communications. This limits the scope of this device.

Техническими результатами, достигаемыми при использовании настоящего изобретения, являются: повышение безопасности двухмоторного летательного аппарата при возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, связанной с обрывом вала турбины низкого давления, либо при еще каких-нибудь повреждениях, требующих принудительного механического останова ротора, а также расширение области применения данного устройства.The technical results achieved by using the present invention are: increasing the safety of a twin-engine aircraft in case of an emergency in the operation of the engine associated with breakage of the low-pressure turbine shaft, or with any other damage requiring a mechanical mechanical stop of the rotor, as well as expanding the area application of this device.

Указанные технические результаты достигаются тем, что известный узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, согласно настоящему изобретению, узел дополнительно содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу, кроме того на гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки, при этом на наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина, кроме того поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента, причем рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры.These technical results are achieved in that the known node connecting the shafts of the low-pressure rotor of a gas turbine engine, comprising a low-pressure compressor shaft, a low-pressure turbine shaft, the pins of which are inserted into the countershaft, the aforementioned shafts being fixed relative to each other in circumferential and axial directions, a sleeve, rigidly connected to the stator, a piston mounted in the sleeve with the possibility of axial displacement and fixed relative to it in the circumferential direction, and between the sleeve with the piston and a cavity formed, connected to the discharge gas or liquid line with an overflow valve, a ball bearing, the outer ring of which is rigidly connected to the stator, according to the present invention, the assembly further comprises an additional intermediate shaft installed between the ball bearing and the intermediate shaft and fixed relative to the latter in the circumferential direction by means of a spline connection, and in the axial direction by means of a radial protrusion and a nut, respectively, made and installed by means of a threaded connection on the intermediate shaft, in addition, a locking ring element is installed on the nut, on the ends of which axial protrusions are made, installed in the corresponding blind grooves in the end of the additional intermediate shaft, and also in the through grooves in the nut end, the outer surface of the locking annular element between the adjacent end surfaces of the nut and piston is made radial collar, between which and the said end surfaces of the first samples Gaps are defined, and in the gap between the radial shoulder of the locking ring element and the end face of the nut, an axial spring is installed, in addition, the piston is made to contact the nut and the radial shoulder of the locking ring element, and the working surfaces of the piston, nut and radial shoulder of the locking ring element are conical relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine, the large bases of which are located on the side of the low pressure compressor, second sleeve rigidly fixed annular retainer cap and the radial projection is formed, between which and said end surfaces of the first gaps are formed on the outer surface of the nut between the neighboring ring end faces of the locking cover and the piston.

Такая конструкция позволяет остановить ротор двигателя в нештатной ситуации следующим образом. По сигналу системы управления из магистрали в полость, образованную между втулкой и поршнем, подается под давлением масло и происходит осевое смещение поршня до контакта с радиальным буртом контровочного кольцевого элемента. При этом сжимается пружина и исчезает контровка гайки. Далее поршень при касании об гайку свинчивает ее с дополнительного промежуточного вала. Если суммарная осевая сила валов компрессора и турбины низкого давления направлена назад (вправо), то в процессе свинчивания ротор с промежуточным валом смещается назад относительно дополнительного промежуточного вала и происходит касание и торможение ротора о статор компрессора и турбины низкого, давления. Если суммарная осевая сила направлена вперед (влево), а также при обрыве вала турбины низкого давления, то поршень свинчивает гайку до ее контакта с крышкой по радиальному выступу гайки. За счет этого валы компрессора и турбины низкого давления также смещаются назад по резьбе (имеется в виду резьбовое соединение гайки с промежуточным валом) до контакта и торможения ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Таким образом, при срабатывании системы отсоединения вала происходит осевое смещение не только ротора турбины низкого давления, но и ротора компрессора низкого давления, в связи с этим момент трения, возникающий от касания ротора об статор не может оказаться недостаточным, а в случае обрыва вала турбины низкого давления турбина не будет раскручиваться до разрушения, что повышает безопасность двухмоторного летательного аппарата. Кроме того, за счет того, что коммуникации заявленной конструкции не проходят через входной направляющий аппарат, она становится пригодной для двигателей с консольным расположением ротора компрессора низкого давления, а также там, где входной направляющий аппарат не содержит коммуникаций, что расширяет область применения заявленного устройства.This design allows you to stop the rotor of the engine in an emergency as follows. At a signal from the control system, oil is supplied under pressure from the line into the cavity formed between the sleeve and the piston and the piston is axially displaced until it contacts the radial shoulder of the locking ring element. In this case, the spring is compressed and the nut lock disappears. Further, the piston, when touching the nut, unscrews it from the additional intermediate shaft. If the total axial force of the compressor shafts and the low pressure turbine is directed backwards (to the right), then during the make-up process the rotor with the intermediate shaft shifts back relative to the additional intermediate shaft and the rotor touches and brakes the compressor stator and low pressure turbine. If the total axial force is directed forward (to the left), as well as when the low-pressure turbine shaft breaks, the piston unscrews the nut until it contacts the cover along the radial protrusion of the nut. Due to this, the compressor shafts and low pressure turbines are also shifted back along the thread (meaning the threaded connection of the nut with the intermediate shaft) until the rotor contacts and brakes the compressor stator and low pressure turbine. Thus, when the shaft disconnection system is triggered, the axial displacement of not only the low-pressure turbine rotor, but also the low-pressure compressor rotor occurs; in this regard, the frictional moment arising from touching the rotor of the rotor cannot be insufficient, and if the turbine shaft breaks low The turbine will not spin until pressure, which increases the safety of a twin-engine aircraft. In addition, due to the fact that the communications of the claimed design do not pass through the input guide apparatus, it becomes suitable for engines with a cantilever arrangement of the rotor of the low pressure compressor, as well as where the input guide apparatus does not contain communications, which expands the scope of the claimed device.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей, где на фигуре 1 изображен узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, продольный разрез; на фигуре 2 - нарушение контровочной связи в заявленном узле, продольный разрез; на фигуре 3 - смещение валов компрессора и турбины низкого давления при суммарной осевой нагрузке, направленной назад (вправо) в заявленном узле, продольный разрез; на фигуре 4 - смещение валов компрессора и турбины низкого давления при суммарной осевой нагрузке, направленной вперед (влево) в заявленном узле, продольный разрез.The essence of the present invention is illustrated by the figures of the drawings, where figure 1 shows the connection node of the shafts of the low-pressure rotor of a gas turbine engine, a longitudinal section; in figure 2 - violation of the locking connection in the claimed node, a longitudinal section; figure 3 - the offset of the shafts of the compressor and the low-pressure turbine with a total axial load directed back (to the right) in the claimed node, a longitudinal section; in figure 4 - the offset of the shafts of the compressor and the low pressure turbine with a total axial load directed forward (to the left) in the claimed node, a longitudinal section.

Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления 1, вал турбины низкого давления 2, цапфы которых заведены в промежуточный вал 3, причем вышеупомянутые валы 1, 2, 3 зафиксированы относительно друг друга в окружном направлении посредством шлицевых соединений 4,5 а в осевом направлении посредством посредством стяжного болта 6 и стяжной трубой 7, которые в свою очередь зафиксированы в окружном направлении контровочной трубой 29 через шлицевые соединения 8 и 9.The connection node of the shafts of the low-pressure rotor of a gas turbine engine, comprising a shaft of a low-pressure compressor 1, a shaft of a low-pressure turbine 2, the pins of which are inserted into the intermediate shaft 3, the aforementioned shafts 1, 2, 3 being fixed relative to each other in the circumferential direction by means of splined joints 4, 5a in the axial direction by means of a coupling bolt 6 and a coupling pipe 7, which, in turn, are fixed in the circumferential direction by a locking pipe 29 through the splined joints 8 and 9.

Узел также содержит втулку 10, жестко соединенную со статором, поршень 11, установленный во втулке 10 с возможностью осевого смещения в сторону компрессора низкого давления (влево) и зафиксированный относительно нее в окружном направлении посредством штифтов 12, причем между втулкой 10 и поршнем 11 образована полость 13, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью 14 с перепускным клапаном (на чертежах не показан), шарикоподшипник 15, наружное кольцо 16, которого жестко соединено со статором.The assembly also includes a sleeve 10 rigidly connected to the stator, a piston 11 mounted in the sleeve 10 with the possibility of axial displacement towards the low-pressure compressor (left) and fixed relative to it in the circumferential direction by means of pins 12, and a cavity is formed between the sleeve 10 and the piston 11 13, in communication with the discharge gas or liquid line 14 with an overflow valve (not shown in the drawings), ball bearing 15, outer ring 16, which is rigidly connected to the stator.

Узел также содержит дополнительный промежуточный вал 17, установленный между шарикоподшипником 15 и промежуточным валом 3 и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения 18, а в осевом направлении посредством радиального выступа 19 и гайки 20, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения 21 на промежуточном валу 3.The assembly also contains an additional intermediate shaft 17 installed between the ball bearing 15 and the intermediate shaft 3 and fixed relative to the latter in the circumferential direction by means of a spline connection 18, and in the axial direction by means of a radial protrusion 19 and a nut 20, respectively made and installed by means of a threaded connection 21 on the intermediate shaft 3.

На гайке 20 установлен контровочный кольцевой элемент 22, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы 23 и 24, установленные в соответствующие глухие пазы 30 в торце дополнительного промежуточного вала 17, а также в сквозные пазы 31 в торце гайки 20. На наружной поверхности контровочного кольцевого элемента 22 между близлежащими торцевыми поверхностями гайки 20 и поршня 11 выполнен радиальный бурт 25, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22 и торцевой поверхностью гайки 20 установлена осевая пружина 26.A lock ring element 22 is installed on the nut 20, at the ends of which axial protrusions 23 and 24 are made, installed in the corresponding blind grooves 30 at the end of the additional intermediate shaft 17, and also into the through grooves 31 at the end of the nut 20. On the outer surface of the lock ring element 22 between the adjacent end surfaces of the nut 20 and the piston 11 is made radial collar 25, between which and the mentioned end surfaces of the first gaps are formed, and in the gap between the radial collar 25 of the locking to the axial element 22 and the end surface of the nut 20 is installed axial spring 26.

Поршень 11 выполнен с возможностью контакта с гайкой 20 и радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22, причем рабочие поверхности поршня 11, гайки 20 и радиального бурта 25 контровочного кольцевого элемента 22 выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых относительно меньших расположены слева (со стороны компрессора низкого давления).The piston 11 is made with the possibility of contact with the nut 20 and the radial shoulder 25 of the locking ring element 22, and the working surfaces of the piston 11, nuts 20 and the radial shoulder 25 of the locking ring element 22 are conical relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine, the larger bases of which are relatively smaller located to the left ( on the side of the low pressure compressor).

На втулке 10 жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка 27, а на наружной поверхности гайки 20 между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки 26 и поршня 11 выполнен радиальный выступ 28, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы осевые зазоры.An annular locking cap 27 is rigidly fixed on the sleeve 10, and a radial protrusion 28 is made on the outer surface of the nut 20 between the adjacent end surfaces of the annular locking cap 26 and the piston 11, between which axial clearances are formed between the first and said end surfaces.

Устройство работает следующим образом. При обрыве вала турбины низкого давления 2, либо в другой нештатной ситуации, требующей принудительного останова ротора, происходит следующее. По сигналу системы управления (на чертежах не показана) из магистрали 14 в полость 13 подается под давлением масло и происходит осевое смещение поршня 11 до контакта с радиальным буртом 25 контровочного кольцевого элемента 22. При этом сжимается пружина 26 и исчезает контровка гайки 20. Далее поршень 11 при касании об гайку 20 свинчивает ее с дополнительного промежуточного вала 17. Если суммарная осевая сила валов компрессора и турбины низкого давления 1 и 2 направлена назад (вправо), то в процессе свинчивания ротор с промежуточным валом 3 смещается назад относительно дополнительного промежуточного вала 17 и происходит касание и торможение ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Если суммарная осевая сила направлена вперед (влево), а также при обрыве вала турбины низкого давления 2, то поршень 11 свинчивает гайку 20 до ее контакта с крышкой 27 по радиальному выступу 28 гайки 20. За счет этого валы компрессора и турбины низкого давления 1 и 2 также смещаются назад по резьбе 21 до контакта и торможения ротора о статор компрессора и турбины низкого давления. Таким образом, повышается безопасность двухмоторного летательного аппарата, а также расширяется область применения данного устройства.The device operates as follows. When the shaft of the low pressure turbine 2 breaks, or in another emergency situation, requiring a forced stop of the rotor, the following occurs. According to the control system signal (not shown in the drawings), oil is supplied under pressure from the line 14 to the cavity 13 and the piston 11 is axially displaced until it contacts the radial shoulder 25 of the locking ring element 22. The spring 26 is compressed and the nut 20 disappears. Then the piston 11, when touching nut 20, it is screwed from the additional intermediate shaft 17. If the total axial force of the compressor shafts and low pressure turbines 1 and 2 is directed backward (to the right), then in the process of making up the rotor with the intermediate shaft 3 is shifted by rear relative to the additional intermediate shaft 17, and the rotor touches and brakes the compressor stator and low pressure turbine. If the total axial force is directed forward (to the left), as well as when the shaft of the low pressure turbine 2 is broken, the piston 11 unscrews the nut 20 until it contacts the cover 27 along the radial protrusion 28 of the nut 20. Due to this, the compressor shafts and the low pressure turbine 1 and 2 also move backward along thread 21 until the rotor contacts and brakes about the compressor stator and low pressure turbine. Thus, the safety of a twin-engine aircraft is increased, and the scope of this device is also expanded.

Claims (1)

Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления, вал турбины низкого давления, цапфы которых заведены в промежуточный вал, причем вышеупомянутые валы зафиксированы относительно друг друга в окружном и осевом направлениях, втулку, жестко соединенную со статором, поршень, установленный во втулке с возможностью осевого смещения и зафиксированный относительно нее в окружном направлении, причем между втулкой и поршнем образована полость, сообщенная с нагнетающей газовой или жидкостной магистралью с перепускным клапаном, шарикоподшипник, наружное кольцо которого жестко соединено со статором, отличающийся тем, что содержит дополнительный промежуточный вал, установленный между шарикоподшипником и промежуточным валом и зафиксированный относительно последнего в окружном направлении посредством шлицевого соединения, а в осевом направлении посредством радиального выступа и гайки, соответственно выполненного и установленной посредством резьбового соединения на промежуточном валу, кроме того, на гайке установлен контровочный кольцевой элемент, на торцах которого по окружности выполнены осевые выступы, установленные в соответствующие глухие пазы в торце дополнительного промежуточного вала, а также в сквозные пазы в торце гайки, при этом на наружной поверхности контровочного кольцевого элемента между близлежащими торцевыми поверхностями гайки и поршня выполнен радиальный бурт, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры, причем в зазоре между радиальным буртом контровочного кольцевого элемента и торцевой поверхностью гайки установлена осевая пружина, кроме того, поршень выполнен с возможностью контакта с гайкой и радиальным буртом контровочного кольцевого элемента, причем рабочие поверхности поршня, гайки и радиального бурта контровочного кольцевого элемента выполнены коническими относительно продольной оси газотурбинного двигателя, большие основания которых расположены со стороны компрессора низкого давления, при этом на упомянутой втулке жестко зафиксирована кольцевая стопорная крышка, а на наружной поверхности гайки между близлежащими торцевыми поверхностями кольцевой стопорной крышки и поршня выполнен радиальный выступ, между которым и упомянутыми торцевыми поверхностями первых образованы зазоры.The connection node of the shafts of the low-pressure rotor of a gas turbine engine, comprising a low-pressure compressor shaft, a low-pressure turbine shaft, the pins of which are inserted into the countershaft, the aforementioned shafts being fixed relative to each other in circumferential and axial directions, a sleeve rigidly connected to the stator, a piston mounted in the sleeve with the possibility of axial displacement and fixed relative to it in the circumferential direction, and between the sleeve and the piston a cavity is formed, in communication with the pumping gas or a fluid line with an overflow valve, a ball bearing, the outer ring of which is rigidly connected to the stator, characterized in that it contains an additional intermediate shaft installed between the ball bearing and the intermediate shaft and fixed relative to the latter in the circumferential direction by means of a spline connection, and in the axial direction by a radial protrusion and a nut, respectively, made and installed by means of a threaded connection on an intermediate shaft, in addition, on a nut a locking ring element is installed, at the ends of which axial protrusions are made around which are installed in the corresponding blind grooves in the end face of the additional intermediate shaft, as well as through holes in the nut end face, while on the outer surface of the locking ring element between the adjacent end surfaces of the nut and piston a radial collar, between which and the aforementioned end surfaces of the first, gaps are formed, moreover, in the gap between the radial collar of the locking ring element and the torus an axial spring is installed on the nut’s central surface, in addition, the piston is made to contact the nut and the radial collar of the locking ring element, and the working surfaces of the piston, nut and radial collar of the locking ring element are conical relative to the longitudinal axis of the gas turbine engine, large bases of which are located on the side low-pressure compressor, while on the said sleeve an annular locking cap is rigidly fixed, and on the outer surface of the nut a radial protrusion is made at the adjacent end surfaces of the annular locking cap and the piston, between which and the above end surfaces of the first there are gaps.
RU2018113158A 2018-04-11 2018-04-11 Gas turbine engine low pressure rotor connection unit RU2682462C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018113158A RU2682462C1 (en) 2018-04-11 2018-04-11 Gas turbine engine low pressure rotor connection unit

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018113158A RU2682462C1 (en) 2018-04-11 2018-04-11 Gas turbine engine low pressure rotor connection unit

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2682462C1 true RU2682462C1 (en) 2019-03-19

Family

ID=65805837

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018113158A RU2682462C1 (en) 2018-04-11 2018-04-11 Gas turbine engine low pressure rotor connection unit

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2682462C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3900270A (en) * 1973-09-22 1975-08-19 Rolls Royce 1971 Ltd Shaft couplings
RU2303148C1 (en) * 2005-12-08 2007-07-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas-turbine engine intershaft support unit
RU2310088C2 (en) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine
RU2405955C1 (en) * 2009-07-07 2010-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Assembly of joint between gas turbine engine compressor and turbine rotors
RU2522233C1 (en) * 2013-05-16 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3900270A (en) * 1973-09-22 1975-08-19 Rolls Royce 1971 Ltd Shaft couplings
RU2303148C1 (en) * 2005-12-08 2007-07-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas-turbine engine intershaft support unit
RU2310088C2 (en) * 2006-01-10 2007-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine
RU2405955C1 (en) * 2009-07-07 2010-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Assembly of joint between gas turbine engine compressor and turbine rotors
RU2522233C1 (en) * 2013-05-16 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10451108B2 (en) Squeeze film damper bearing device
US10208611B2 (en) Flanged spring guide for a face seal arrangement
US10557374B2 (en) Gas turbine and method for protecting a gas turbine in case of a shaft break
US9051972B2 (en) Torque-limiting coupling
US10443701B2 (en) Planetary gear box assembly
CN103466082A (en) Electromechanical actuator lubrication system for ram air turbine
US20170292394A1 (en) Hydrodynamic carbon face seal pressure booster
US2785550A (en) Rotary drive-transmitting coupling arrangements
EP3045269B1 (en) Seal extraction tool
RU2303148C1 (en) Gas-turbine engine intershaft support unit
RU2682462C1 (en) Gas turbine engine low pressure rotor connection unit
RU2632066C2 (en) Device to provide seal between coaxial shafts of turbomachine
RU2522233C1 (en) Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor
EP3401514B1 (en) Fluid damping structure ring and method of fluid damping
US3050939A (en) Gas turbine engine with shaft failure control
RU2389889C1 (en) Two-shaft gas turbine engine
RU2596899C1 (en) Support of low-pressure compressor of turbomachine
RU2542656C1 (en) Connecting assembly of rotors of compressor and turbine of gas turbine engine
RU182452U1 (en) COMPRESSOR ROTOR COMPOUNDS AND TURBINES OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2482303C1 (en) Front support of lp turbine rotor of two-shaft gas turbine engine
US10450894B2 (en) Bearing compartment scavenge control
RU2534188C1 (en) Turbopump set
US20190128258A1 (en) Multiple lobe vane fluid pump having enhanced under-vane cavity pressurization
RU2211345C1 (en) Gas turbine engine
RU2634510C1 (en) End contact seal of turbomachine rotor