УЗЕЛ СОЕДИНЕНИЯ РОТОРОВ КОМПРЕССОРА И ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2006 года по МПК F02C7/36 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции узла соединения роторов газотурбинного авиадвигателя (ГТД).

Известен узел соединения роторов компрессора и турбины ГТД, содержащий промежуточный вал, охватывающий полые шлицевые хвостовики роторов компрессора и турбины, снабженный буртиком, и резьбовой стяжной элемент, установленный на конце шлицевого хвостовика ротора турбины, причем на промежуточном вале установлен радиально-упорный подшипник, размещенный напротив хвостовика ротора компрессора [1].

Недостатком известного устройства является значительная сложность сборки, а также отсутствие разгрузки осевых сил, действующих на радиально-упорный подшипник, установленный на промежуточном валу, т.к. только шлицевой хвостовик ротора турбины заведен в шлицы промежуточного вала и затянут гайкой через упорный буртик. Шлицевой хвостовик ротора компрессора просто заведен в шлицы промежуточного вала и не стянут с ним. Поэтому осевая сила от компрессора не передается на радиально-упорный подшипник и не разгружает его от действия осевых сил ротора турбины. Осевая сила от компрессора воспринимается другим радиально-упорным подшипником, установленным на наружном диаметре корпуса компрессора.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности соединения роторов компрессора и турбины ГТД.

Указанная задача достигается тем, что в известном узле соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащем промежуточный вал, охватывающий полые шлицевые хвостовики роторов компрессора и турбины, снабженный буртиком, и резьбовой стяжной элемент, установленный на конце шлицевого хвостовика ротора турбины, причем на промежуточном вале установлен радиально-упорный подшипник, размещенный напротив хвостовика ротора компрессора, согласно изобретению шлицы на промежуточном валу выполнены на буртике, на наружной поверхности хвостовика ротора турбины выполнен упорный буртик, шлицы хвостовика ротора компрессора выполнены на его внутренней поверхности, а шлицы хвостовика ротора турбины заведены в шлицы буртика промежуточного вала и шлицы хвостовика ротора компрессора, при этом наружная поверхность хвостовика ротора компрессора контактирует непосредственно с внутренней поверхностью промежуточного вала, а торцевая поверхность упорного буртика ротора турбины - с торцевой поверхностью промежуточного вала.

Такое выполнение устройства позволяет осуществить соединение хвостовиков роторов турбины и компрессора в области подшипника, что делает его более компактным и жестким. Это способствует снижению вибраций конструкции, увеличению коэффициента запаса по критической частоте вращения и расширению диапазона оборотов ротора двигателя, а следовательно, повышению надежности устройства. Кроме того, обеспечивается модульность конструкции.

На фиг.1 изображен общий вид узла соединения роторов компрессора и турбины;

на фиг.2 - промежуточный соединительный вал со шлицевыми хвостовиками роторов компрессора и турбины (элемент А фиг.1).

Узел соединения роторов компрессора и турбины ГТД содержит промежуточный вал 1, охватывающий полые шлицевые хвостовики 2 и 3 соответственно роторов компрессора 4 и турбины 5. Промежуточный вал 1 снабжен буртиком 6. На конце шлицевого хвостовика 3 ротора турбины 5 установлен резьбовой стяжной элемент 7, а на промежуточном валу 1 - радиально-упорный подшипник 8, размещенный напротив хвостовика 2 ротора компрессора 4. На поверхности буртика 6 промежуточного вала 1 выполнены шлицы 9. На наружной поверхности шлицевого хвостовика 3 ротора турбины 5 выполнен упорный буртик 10. Шлицы 11 хвостовика 2 ротора компрессора 4 выполнены на его внутренней поверхности, а шлицы 12 хвостовика 3 ротора турбины 5 заведены в шлицы 9 буртика 6 промежуточного вала 1 и шлицы 11 хвостовика 2 ротора компрессора 4. Наружная поверхность 13 хвостовика 2 ротора компрессора 4 контактирует с внутренней поверхностью 14 промежуточного вала 1. Торцевая поверхность 15 упорного буртика 10 хвостовика 3 ротора турбины 5 контактирует с торцевой поверхностью 16 промежуточного вала 1 через регулировочные шайбы 17.

Сборка соединения роторов компрессора и турбины с промежуточным валом осуществляется в следующей последовательности.

В шлицы 9 промежуточного вала 1 вставляют шлицевой хвостовик 3 ротора турбины 5 так, чтобы его торцевая поверхность 15 его упорного буртика 10 контактировала через регулировочные шайбы 17 с торцевой поверхностью 16 промежуточного вала 1, при этом участок шлицевого хвостовика 3 ротора турбины 5 проходит через шлицы 9 промежуточного вала 1. Далее одновременно шлицевой хвостовик 2 ротора компрессора 4 заводят в шлицевой хвостовик 3 ротора турбины 5, а наружную поверхность 13 хвостовика 2 ротора компрессора 4 - внутрь промежуточного вала 1. Затем резьбовой стяжной элемент 7 ввертывают во внутреннюю резьбу шлицевого хвостовика 3 ротора турбины 5. Таким образом ротор компрессора 4, ротор турбины 5 и промежуточный вал 1 через указанные выше элементы получаются жестко стянутыми в одно целое.

Во время работы двигателя передача крутящего момента от ротора турбины 5 к ротору компрессора 4 и промежуточному валу 1 осуществляется через шлицевые соединения 9, 11 и 12, а уравновешивание осевых сил происходит через резьбовой стяжной элемент 7, причем разность осевых сил воспринимается радиально-упорным подшипником 8.

Предложенная конструкция позволяет обеспечить модульную сборку компрессора и турбины, т.к. промежуточный вал используется как соединительная муфта, в которую с одной стороны через шлицы промежуточного вала заводится шлицевой хвостовик ротора модуля турбины, с другой стороны шлицевой хвостовик ротора модуля компрессора одновременно заводится в шлицы ротора турбины и во внутреннюю цилиндрическую поверхность промежуточного вала. Затем узел соединения роторов стягивается резьбовым элементом.

Предложенное устройство обеспечивает высокую жесткость соединения, что способствует уменьшению вибраций, повышению критических чисел оборотов ротора двигателя и повышению его надежности.

Источник информации

1. ЕР № 0203881, кл. F 02 K 3/06, опубл. в 1988 г.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины ГТД. Узел соединения роторов компрессора и турбины ГТД содержит промежуточный вал, охватывающий полые шлицевые хвостовики роторов компрессора и турбины, снабженный буртиком, и резьбовой стяжной элемент, установленный на конце шлицевого хвостовика ротора турбины. На промежуточном валу установлен радиально-упорный подшипник, размещенный напротив хвостовика ротора компрессора. Шлицы промежуточного вала выполнены на буртике, на наружной поверхности хвостовика ротора турбины выполнен упорный буртик, шлицы хвостовика ротора компрессора выполнены на его внутренней поверхности, а шлицы хвостовика ротора турбины заведены в шлицы буртика промежуточного вала и шлицы хвостовика ротора компрессора. При этом наружная поверхность хвостовика ротора компрессора контактирует непосредственно с внутренней поверхностью промежуточного вала, а торцевая поверхность упорного буртика ротора турбины - с торцевой поверхностью промежуточного вала. Данный узел соединения роторов компрессора и турбины ГТД повышает надежность конструкции. 2 ил.

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя, содержащий промежуточный вал, охватывающий полые шлицевые хвостовики роторов компрессора и турбины, снабженный буртиком, и резьбовой стяжной элемент, установленный на конце шлицевого хвостовика ротора турбины, причем на промежуточном валу установлен радиально-упорный подшипник, размещенный напротив хвостовика ротора компрессора, отличающийся тем, что шлицы на промежуточном валу выполнены на буртике, на наружной поверхности хвостовика ротора турбины выполнен упорный буртик, шлицы хвостовика ротора компрессора выполнены на его внутренней поверхности, а шлицы хвостовика ротора турбины заведены в шлицы буртика промежуточного вала и шлицы хвостовика ротора компрессора, при этом наружная поверхность хвостовика ротора компрессора контактирует непосредственно с внутренней поверхностью промежуточного вала, а торцевая поверхность упорного буртика ротора турбины - с торцевой поверхностью промежуточного вала.