RU2730565C1 - Double-flow turbine jet engine - Google Patents
Double-flow turbine jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730565C1 RU2730565C1 RU2019130358A RU2019130358A RU2730565C1 RU 2730565 C1 RU2730565 C1 RU 2730565C1 RU 2019130358 A RU2019130358 A RU 2019130358A RU 2019130358 A RU2019130358 A RU 2019130358A RU 2730565 C1 RU2730565 C1 RU 2730565C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- housing
- bearing
- fan
- rotor
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- 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
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
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
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей с целью минимизации вторичных повреждений конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора.The invention relates to gas turbine engines and can be used in the bearings of the rotors of axial fans of aircraft bypass turbojet engines in order to minimize secondary damage to the engine structure when the rotor blade of its fan breaks.
Обрыв лопаток лопаточных машин может быть связан с воздействием случайных эксплуатационных факторов. Уровень и характер повреждения лопаточной машины определяется размерами и количеством фрагментов, уровнем их кинетической энергии. Вторичные повреждения конструкции двигателя могут приводить к более тяжелым последствиям, чем непосредственно разрушение проточной части самой лопаточной машины. Большие неуравновешенные силы ротора вентилятора, возникающие после обрыва его лопатки и действующие со стороны ротора вентилятора на корпус двигателя, создают повышенные динамические нагрузки в узлах его подвески в мотогондоле летательного аппарата. Можно выделить три фазы процесса:Breakage of blades of bladed machines can be associated with the impact of random operating factors. The level and nature of damage to the blade machine is determined by the size and number of fragments, the level of their kinetic energy. Secondary damage to the engine structure can lead to more serious consequences than the direct destruction of the flow path of the blade machine itself. Large unbalanced forces of the fan rotor arising after the breakage of its blade and acting from the fan rotor on the engine casing create increased dynamic loads in the nodes of its suspension in the engine nacelle of the aircraft. Three phases of the process can be distinguished:
- собственно момент обрыва лопатки с разрушением части корпусных элементов конструкции и контактом лопаток ротора вентилятора с корпусом его статора,- the actual moment of blade breakage with the destruction of a part of the housing elements of the structure and contact of the fan rotor blades with the casing of its stator,
- выбег ротора после выключения подачи топлива в камеру сгорания со снижением его частоты вращения до авторотации,- the run-out of the rotor after turning off the fuel supply to the combustion chamber with a decrease in its speed to autorotation,
- режим авторотации.- autorotation mode.
Одним из элементов конструкции двигателя, предотвращающим значительные разрушения в случае обрыва лопатки вентилятора является специальное устройство, вводимое в конструкцию опор его ротора. В иностранной литературе применяется термин «Load Reduction Device (LRD)», а в отечественной используется термин «Слабое Звено». Современные двигатели с большой степенью двухконтурности, имеющие лопатки вентилятора большой размерности со значительной массой, оснащаются такими устройствами. В связи с применением высоконапорных вентиляторов с так называемыми "широкохордными лопатками" со значительной массой потребность в этих специальных устройствах может возникать и для двигателей с относительно небольшой степенью двухконтурности.One of the design elements of the engine that prevents significant damage in the event of a fan blade breakage is a special device introduced into the design of its rotor supports. In foreign literature, the term “Load Reduction Device (LRD)” is used, and in the domestic literature, the term “Weak Link” is used. Modern engines with a high bypass ratio, having large dimension fan blades with a significant mass, are equipped with such devices. In connection with the use of high-pressure fans with so-called "wide chord blades" with a significant mass, the need for these special devices may also arise for engines with a relatively small degree of bypass.
Известен турбореактивный двигатель, вал ротора вентилятора которого поддерживается опорой с двумя подшипниками. Первый подшипник поддерживается деталью опоры, образующей оболочку вокруг вала, ориентированную назад по ходу от первого подшипника и прикрепленную к неподвижной конструкции двигателя. Второй подшипник поддерживается деталью опоры, которая также прикреплена к неподвижной конструкции двигателя. Деталь опоры первого подшипника прикреплена к неподвижной конструкции двигателя так называемыми «срезными винтами» с ослабленным проточкой участком цилиндрического стержня, по которому происходит их разрушение под действием повышенных прикладываемых нагрузок (Патент FR №2752024, МПК F16C 13/02, F16B 31/00, F01D 25/16, опубликован 06.02.1998 г.).Known turbojet engine, the rotor shaft of the fan which is supported by a support with two bearings. The first bearing is supported by a support piece, which forms a shell around the shaft, oriented backward from the first bearing and attached to the stationary structure of the motor. The second bearing is supported by a support piece that is also attached to the fixed engine structure. A part of the first bearing support is attached to the fixed structure of the engine by so-called "shear screws" with a weakened groove section of the cylindrical rod, along which their destruction occurs under the action of increased applied loads (Patent FR No. 2752024, IPC
Неуравновешенные силы ротора вентилятора, возникающие после обрыва его лопатки и действующие со стороны ротора вентилятора на неподвижную конструкцию двигателя, создают повышенные динамические нагрузки на срезные винты, которые ломаются, отсоединяя деталь опоры первого подшипника от неподвижной конструкции двигателя. После отсоединения детали опоры первого подшипника от неподвижной конструкции двигателя ротор вентилятора произвольно смещается и продолжает вращаться. При этом нарушается герметичность масляной полости первого и второго подшипников, что может привести к повышенной пожароопасности и является недостатком.Unbalanced forces of the fan rotor, arising after the breakage of its blade and acting from the fan rotor on the fixed engine structure, create increased dynamic loads on the shear screws, which break, disconnecting the first bearing support part from the fixed engine structure. After detaching the first bearing support part from the fixed structure of the motor, the fan rotor is randomly displaced and continues to rotate. In this case, the tightness of the oil cavity of the first and second bearings is broken, which can lead to increased fire hazard and is a disadvantage.
Наиболее близким предлагаемому техническому решению является турбореактивный двигатель с ротором вентилятора, составляющим одно целое с ведущим валом, поддерживаемым первым и вторым подшипниками, содержащий статор и ротор вентилятора с валом, поддерживаемым первым и вторым подшипниками, а также удерживающий диск на валу вентилятора, взаимодействующий с ограничительным диском статора для образования аварийного подшипника, удерживающего ротор вентилятора в осевом направлении. (Патент РФ №2386050, МПК F02K 3/04, опубликован 10.04.2010 г.).The closest proposed technical solution is a turbojet engine with a fan rotor integral with a drive shaft supported by the first and second bearings, containing a stator and a fan rotor with a shaft supported by the first and second bearings, as well as a retaining disk on the fan shaft, interacting with a stator disk to form an emergency bearing that holds the fan rotor in the axial direction. (RF patent No. 2386050, IPC
В случае разрушения срезных винтов опоры («Слабого звена») крепления корпуса первого подшипника от воздействия больших неуравновешенных сил ротора вентилятора, вызванных обрывом его лопатки, под действием осевого усилия происходит смещение ротора навстречу потоку воздуха, поступающему в вентилятор, до динамического контакта удерживающего диска на валу вентилятора с ограничительным диском его статора в зоне второго подшипника с образованием аварийного подшипника. При этом нарушается герметичность масляной полости первого и второго подшипников, а радиальное усилие с ротора вентилятора может передаваться на его статор путем произвольного динамического контакта с ним торцев лопаток ротора. Это может привести к повышенной пожароопасности и является недостатком известного двигателя.In the event of the destruction of the shear screws of the support ("weak link") of the housing of the first bearing from the effect of large unbalanced forces of the fan rotor caused by the breakage of its blade, under the action of the axial force, the rotor is displaced towards the air flow entering the fan until the dynamic contact of the retaining disk on the fan shaft with its stator limiting disc in the area of the second bearing with the formation of an emergency bearing. In this case, the tightness of the oil cavity of the first and second bearings is disrupted, and the radial force from the fan rotor can be transmitted to its stator by arbitrary dynamic contact with the ends of the rotor blades. This can lead to increased fire hazard and is a disadvantage of the known engine.
Предлагаемое изобретение направлено на минимизацию вторичных повреждений конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора путем создания конструкции опоры вентилятора со «Слабым Звеном», исключающей смещение ротора в осевом направлении и обеспечивающей возможность смещения корпуса первого подшипника его опоры в радиальном направлении без нарушения герметичности масляной полости.The proposed invention is aimed at minimizing secondary damage to the engine structure when the rotor blade of its fan breaks by creating a fan support structure with a "Weak Link", which excludes the displacement of the rotor in the axial direction and provides the possibility of displacing the housing of the first bearing of its support in the radial direction without breaking the tightness of the oil cavity.
При создании данного изобретения решается задача расширения арсенала технических средств - опор ротора вентилятора турбореактивного двигателя с устройством «Слабое Звено», предотвращающим значительные разрушения в случае обрыва лопатки ротора вентилятора.The creation of this invention solves the problem of expanding the arsenal of technical means - supports of the fan rotor of a turbojet engine with a "Weak Link" device, which prevents significant damage in the event of a fan blade breakage.
Поставленная задача решается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем ротор вентилятора с валом, поддерживаемым первым радиально-упорным шариковым и вторым радиальным роликовым подшипниками, установленными в соответствующих корпусах, закрепленных на промежуточном корпусе двигателя, корпус первого подшипника снабжен фланцем, который зафиксирован в расточке промежуточного корпуса в осевом направлении прижимным фланцем, а в радиальном направлении - срезными штифтами с обеспечением радиального зазора между наружной цилиндрической поверхностью фланца корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки, при этом оси срезных штифтов ориентированы параллельно оси вращения ротора вентилятора, а фланец корпуса первого подшипника и расточка промежуточного корпуса уплотнены между собой упругим кольцом.The problem is solved by the fact that in a double-circuit turbojet engine containing a fan rotor with a shaft supported by the first angular contact ball and second radial roller bearings installed in the corresponding housings fixed on the intermediate engine casing, the housing of the first bearing is equipped with a flange, which is fixed in the bore of the intermediate casing in the axial direction by the clamping flange, and in the radial direction - by shear pins providing a radial clearance between the outer cylindrical surface of the flange of the first bearing housing and the inner cylindrical surface of the bore, while the axes of the shear pins are oriented parallel to the rotation axis of the fan rotor, and the flange of the first bearing housing and the bore of the intermediate housing are sealed to each other by an elastic ring.
На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель с опорой вентилятора; на фиг. 2 - опора вентилятора с первым и вторым подшипниками (вид А на фиг. 1); на фиг. 3 - соединение корпуса первого подшипника с промежуточным корпусом двухконтурного турбореактивного двигателя (вид Б на фиг. 3).FIG. 1 shows a two-circuit turbojet engine with a fan support; in fig. 2 - fan support with first and second bearings (view A in Fig. 1); in fig. 3 - connection of the housing of the first bearing with the intermediate housing of the by-pass turbojet engine (view B in Fig. 3).
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит статор 1, закрепленный на промежуточном корпусе двигателя 2, и ротор вентилятора 3 с валом 4. Ротор вентилятора 3 поддерживается первым радиально-упорным шариковым подшипником 5 с корпусом 6 и вторым радиальным роликовым подшипником 7 с корпусом 8 с обеспечением регламентированных радиальных зазоров между торцами лопаток ротора 3 и статора 1 вентилятора, а корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2. Опора вентилятора имеет масляную полость 9. Корпус 6 первого подшипника 5 снабжен фланцем 10, который зафиксирован в расточке 11 промежуточного корпуса в осевом направлении с помощью прижимного фланца 12, закрепленного винтами 13 в промежуточном корпусе 2. В радиальном направлении фланец 10 зафиксирован в расточке 11 срезными штифтами 14 («Слабое Звено») с обеспечением радиального зазора 15 между наружной цилиндрической поверхностью фланца 10 корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки 11. Фланец 10 центрируют с помощью штифтов 14 с обеспечением плотности стыков по поверхностям 16, при этом оси штифтов 14 и винтов 13 параллельны оси вращения ротора вентилятора 3. Уплотнение масляной полости 9 опоры по сопрягаемым поверхностям фланца 10 корпуса 6 первого подшипника 5 с промежуточным корпусом 2 осуществляют упругим кольцом 17.A two-circuit turbojet engine contains a
При изготовлении ротора вентилятора 3 с валом 4 выполняют его динамическую балансировку на подшипниках 5 и 7 с целью минимизации динамических нагрузок на подшипники при штатной его работе в составе двухконтурного турбореактивного двигателя. При сборке двухконтурного турбореактивного двигателя выполняют контроль соосности посадочных мест под подшипники 5 и 7 в их корпусах 6 и 8, закрепленных на промежуточном корпусе 2. Таким образом, обеспечивают совмещение центра масс ротора вентилятора 3 и вала 4 с осью его вращения в составе вентилятора двигателя и расчетный уровень осевого и радиальных усилий на подшипники 5 и 7 при штатной работе двухконтурного турбореактивного двигателя.When manufacturing the rotor of the
В случае обрыва лопатки ротора вентилятора 3 в результате воздействия случайных эксплуатационных факторов, которыми являются полетные режимы с максимальной скоростью потока воздуха, поступающего в вентилятор и максимальной частотой вращения его ротора, происходит следующее:In the event of a break in the
- оборвавшаяся лопатка оказывает динамическое силовое воздействие на статор вентилятора 1, усилие со статора 1 через промежуточный корпус 2 двухконтурного турбореактивного двигателя передается на узлы его подвески в мотогондоле летательного аппарата (не показаны),- a broken blade has a dynamic force effect on the stator of the
- ротор вентилятора 3 без рабочей лопатки становится динамически неуравновешенным, так как центр его масс не совпадает с осью вращения его вала 4 в подшипниках 5 и 7; лопатки вращающегося ротора вентилятора 3 вступают в контакт со статором 1 и при этом частично разрушаются;- the rotor of the
- усилия, действующие на подшипники 5 и 7 резко и значительно возрастают, что ведет к динамическому нагружению их корпусов 6 и 8, а также мест их крепления на промежуточном корпусе 2 - в первую очередь корпуса 6 первого радиально-упорного шарикового подшипника 5, фланец 10 которого закреплен в промежуточном корпусе 2 винтами 13 с помощью прижимного фланца 12 и штифтов 14 расточке 11;- the forces acting on the
- под действием динамического радиального усилия происходит срезание штифтов 14 по плоскостям поверхностей 16, что обеспечивает возможность смещения корпуса 6 с подшипником 5 в радиальном направлении на величину зазора 15 и тем самым значительно снижает величину радиального усилия от подшипника 5, передающегося через промежуточный корпус 2 двигателя на узлы его подвески;- under the action of a dynamic radial force, the
- осевое усилие при этом постоянно воспринимается прижимным фланцем 12, закрепленным винтами крепления 13 в промежуточном корпусе, и, соответственно, передается через промежуточный корпус 2 двигателя на узлы его подвески,- the axial force in this case is constantly perceived by the clamping
- при этом герметичность масляной полости 9 опоры обеспечивает упругое кольцо 17, посредством которого уплотнены фланец 10 корпуса первого подшипника и расточка 11 промежуточного корпуса;- in this case, the tightness of the
- после выключения подачи топлива в камеру сгорания двигателя происходит снижение частоты вращения ротора вентилятора до режима авторотации.- after turning off the fuel supply to the engine combustion chamber, the fan rotor speed decreases to the autorotation mode.
Таким образом, предлагаемая конструкции опоры ротора вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя исключает смещение ротора в осевом направлении и обеспечивает возможность смещения первого радиально-упорного шарикового подшипника его опоры в радиальном направлении без нарушения герметичности масляной полости, что минимизирует значительные разрушения конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора.Thus, the proposed design of the fan rotor support of a dual-circuit turbojet engine excludes the displacement of the rotor in the axial direction and provides the possibility of displacement of the first angular contact ball bearing of its support in the radial direction without breaking the tightness of the oil cavity, which minimizes significant destruction of the engine structure when the rotor blade of its fan breaks. ...
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019130358A RU2730565C1 (en) | 2019-09-24 | 2019-09-24 | Double-flow turbine jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019130358A RU2730565C1 (en) | 2019-09-24 | 2019-09-24 | Double-flow turbine jet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2730565C1 true RU2730565C1 (en) | 2020-08-24 |
Family
ID=72237987
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019130358A RU2730565C1 (en) | 2019-09-24 | 2019-09-24 | Double-flow turbine jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2730565C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU219756U1 (en) * | 2023-06-08 | 2023-08-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | FAN BEARING SUPPORT HOUSING |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20060110244A1 (en) * | 2004-11-19 | 2006-05-25 | Snecma | Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device |
FR2888621A1 (en) * | 2005-07-15 | 2007-01-19 | Snecma | Bearing support retaining device for turbomachine e.g. twin-spool turbine, has cables disposed parallel to fusible screw, fixed to bearing supports, and each comprising downstream and upstream ends housed in corresponding troughs |
RU2303704C2 (en) * | 2001-10-31 | 2007-07-27 | Снекма Мотер | Breakable connecting system for fan shaft of turbojet engine |
RU2328627C2 (en) * | 2002-09-26 | 2008-07-10 | Снекма Мотёр | Break releaser |
EP2071138A1 (en) * | 2007-12-14 | 2009-06-17 | Snecma | Device for uncoupling a bearing support having double centring |
-
2019
- 2019-09-24 RU RU2019130358A patent/RU2730565C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2303704C2 (en) * | 2001-10-31 | 2007-07-27 | Снекма Мотер | Breakable connecting system for fan shaft of turbojet engine |
RU2328627C2 (en) * | 2002-09-26 | 2008-07-10 | Снекма Мотёр | Break releaser |
US20060110244A1 (en) * | 2004-11-19 | 2006-05-25 | Snecma | Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device |
FR2888621A1 (en) * | 2005-07-15 | 2007-01-19 | Snecma | Bearing support retaining device for turbomachine e.g. twin-spool turbine, has cables disposed parallel to fusible screw, fixed to bearing supports, and each comprising downstream and upstream ends housed in corresponding troughs |
EP2071138A1 (en) * | 2007-12-14 | 2009-06-17 | Snecma | Device for uncoupling a bearing support having double centring |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU219756U1 (en) * | 2023-06-08 | 2023-08-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | FAN BEARING SUPPORT HOUSING |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6109022A (en) | Turbofan with frangible rotor support | |
US7195444B2 (en) | Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device | |
RU2382886C2 (en) | Turbomachine with rotor axial clamp | |
JP2016148323A (en) | Method of starting gas turbine engine | |
US6073439A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
US6098399A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
US8167531B2 (en) | Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances | |
US6009701A (en) | Ducted fan gas turbine engine having a frangible connection | |
US9371835B2 (en) | Coupling for directly driven compressor | |
US7404678B2 (en) | Rotor recentering after decoupling | |
JP2002206401A (en) | Method and device for supporting rotor assembly imbalanced state | |
US6079200A (en) | Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection | |
JP4005020B2 (en) | Sealing method and apparatus for gas turbine shaft | |
US7367774B2 (en) | System for protecting a main shaft of an engine having a fusible bearing | |
JP3790056B2 (en) | Turbomachine with mutual braking of concentric shafts | |
US10760617B2 (en) | Bearing device for load reduction | |
US4503667A (en) | Turbine overspeed limiter for turbomachines | |
RU2730565C1 (en) | Double-flow turbine jet engine | |
JP2012233474A (en) | Turbine engine and load reduction device thereof | |
CN116877213A (en) | A dish edge cone shell clamping stagnation structure for preventing aeroengine turbine is changeed | |
WO2014100553A1 (en) | Turbine disc with reduced neck stress concentration | |
US11215076B2 (en) | Bearing device for load reduction | |
EP3981957B1 (en) | Gas turbine engine bearing housing | |
RU193789U1 (en) | Turbofan turbofan engine rotor support system | |
RU2514527C1 (en) | Turbo machine rotor elastically damping bearing assembly |