Промежуточный корпус газотурбинного двигателя

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к конструкциям силовых корпусов ГТД, воспринимающих действие нагрузок, создающих как самим двигателем (действия веса, силы тяги, силы от срабатывания реверса, крутящего момента), так и получаемых в процессе полета самолета (от воздействия перегрузок, кренов, тангажей и вибраций), которые не должны вызывать при этом значительных деформаций корпуса, способных нарушить работоспособность двигателя. Представлен промежуточный корпус, состоящий из внутренней и наружной обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя, соединенных между собой силовыми стойками, и имеющий передний и задний фланцы, между задним фланцем и силовыми стойками расположены два силовых кронштейна. Между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним фланцем и задним фланцем, с образованием треугольных кольцевых конструкций с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, при этом два силовых кронштейна, соединенные с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, повышает надежность конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса. 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно, к конструкциям силовых корпусов ГТД.

Существуют различные конструктивные элементы, усиливающие промежуточный корпус и обеспечивающие выполнение этого условия.

Известен промежуточный корпус (Патент US 9366186, МПК B64D 27/20; F02C 7/20; F02K 1/80; F02K 1/82, публ. 14.06.2016), в котором силовые стойки крепятся к промежуточному корпусу. Усилия, действующие на промежуточный корпус, вызывают деформации двигателя, под которыми он принимает изогнутую форму. Для компенсации действующих усилий используют полые силовые стойки трапециевидной формы, которые так расположены в двигателе, что обеспечивают возникновение деформации в ответ на тягу двигателя посредством создания деформирующего момента между наружным кольцом и промежуточным корпусом, при этом деформирующий момент имеет направление, противоположное напряжению, которое создается под действием этой тяги.

Недостатком известного изобретения является то, что конструкция не повышает жесткость корпуса, а лишь позволяет «подстраивается» под действующие на него усилия, не допуская поломок силовых стоек, а вызванные усилиями деформации не избавляют двигатель от изгиба в целом.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению и принятому за прототип является промежуточный корпус (Патент ЕР 3011142, МПК F01D 25/16; F01D 25/24; F02C 7/32, публ. 14.06.2017), состоящий из внутренней и наружной обечаек и множества радиальных стоек, соединяющих обечайки. В качестве усиливающих элементов на наружной обечайке имеются радиально и попарно установленные силовые ребра, находящиеся по обе стороны от каждой силовой стойки и объединяющие наружную обечайку, передний и задний фланец. Кроме того, силовые кронштейны для восприятия осевой силы от тяги двигателя расположены на заднем фланце наружной обечайки, имеют свое продолжение в пространстве между задним и передним фланцами и прилиты к двум силовым радиальным ребрам двух соседних силовых стоек.

Недостатком такой конструкции является создание радиальными ребрами, расположенными вдоль оси двигателя, карманов прямоугольной формы, которые воспринимают осевую силу от тяги двигателя, но плохо воспринимают усилие закрутки корпуса, появляющееся от действия крутящего момента.

Техническая проблема, на решение которой направлено заявленное изобретение заключается в том, что конструкция силовых корпусов воспринимает действие нагрузок, создающих как самим двигателем (действия веса, силы тяги, силы от срабатывания реверса, крутящего момента), так и получаемые в процессе полета самолета (от воздействия перегрузок, кренов, тангажей и вибраций), которые не должны вызывать при этом значительных деформаций корпуса, которые способны нарушить работоспособность двигателя.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса.

Технический результат достигается тем, в промежуточном корпусе, состоящем из внутренней и наружной обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя, соединенных между собой силовыми стойками и имеющий передний и задний фланцы, между задним фланцем и силовыми стойками расположены два силовых кронштейна согласно изобретению, между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним фланцем и задним фланцем, с образованием треугольных кольцевых конструкций с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, при этом два силовых кронштейна, соединенные с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним и задним фланцами, наружной обечайкой, идущие диагонально: первый снизу с точки пересечения переднего фланца и наружной обечайки - наверх заднего фланца и второй сверху переднего фланца к низу в точку пересечения заднего фланца и наружной обечайки, образуя три треугольные кольцевые конструкции с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, обеспечивают увеличение жесткость и повышение надежности промежуточного корпуса.

Для уменьшения деформации в промежуточном корпусе расположены два силовых кронштейна, соединенных с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов, тем самым образуя силовые карманы, что также повышает жесткость конструкции.

На фиг. 1 представлен промежуточный корпус в продольном разрезе;

На фиг. 2 представлен промежуточный корпус вид с торца;

На фиг. 3 представлен промежуточный корпус вид сбоку;

На фиг. 4 представлен промежуточный корпус разрез по силовому кронштейну.

Промежуточный корпус 1, состоящий из внутренней 14 и наружной 15 обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя 29, соединенных между собой силовыми стойками 4 и имеющий передний 6 и задний фланцы 7, между задним фланцем 7 и силовыми стойками 4 расположены два силовых кронштейна 24. Между передним 6 и задним 7 фланцами размещены два пересекающихся конуса 10, 11, соединенные между собой (позиция 12), а также с передним фланцем 6 и задним фланцем 7, с образованием треугольных кольцевых конструкций 17, 18, 19 с вырезами 22, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра 23, при этом два силовых кронштейна 24, соединенные с задним фланцем 7, двумя рядом расположенными силовыми стойками 25, 26, наружной обечайкой 15 и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы 27, 28.

На наружной обечайке 15 промежуточного корпуса 1 установлены перепускной клапан 2, с заглушкой 3 на месте установки углового конического привода. На переднем фланце 6 имеется окно 8 для вывода штока 5 управления перепускным клапаном 2. На заднем фланце 7 имеется окно 9 для сброса воздуха из перепускного клапана 2. На переднем фланце 6 и заднем фланце 7 имеются места 16 и 13 установки спрямляющих аппаратов 21. При постановке спрямляющих аппаратов 21 образуется четвертая треугольная полость 20. Таким образом усилия, передаваемые от промежуточного корпуса 1 на спрямляющие аппараты 21 (от действия тяги двигателя, крутящего момента) и наоборот, от спрямляющих аппаратов 21 на промежуточный корпус 1 (от действия веса, силы срабатывания реверса и эволюций самолета) передаются через треугольные кольцевые конструкции с вырезами.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, повышает надежность конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса.

Промежуточный корпус, состоящий из внутренней и наружной обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя, соединенных между собой силовыми стойками, и имеющий передний и задний фланцы, между задним фланцем и силовыми стойками расположены два силовых кронштейна, отличающийся тем, что между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним фланцем и задним фланцем, с образованием треугольных кольцевых конструкций с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, при этом два силовых кронштейна, соединенные с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, в частности к газотурбинным двигателям, содержащим свободную турбину, один из опорных подшипников которой вынесен в редуктор.

Изобретение относится к области авиационного машиностроения, а конкретно к системам крепления вспомогательного оборудования к газотурбинному двигателю летательного аппарата.

Выхлопной кожух для отработавшего газа газотурбинного двигателя содержит кольцевые внутренний и внешний корпуса, соединенные посредством множества радиальных стоек, чтобы образовать между ними кольцевой канал для отработавшего газа.

Морская газотурбинная система содержит плавучую конструкцию с по меньшей мере одной палубой (25) и базовой плитой (31), установленной на палубе. Базовая плита поддерживает газотурбинный двигатель (1), содержащий компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину среднего давления и турбину низкого давления.

Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания с турбонагнетателями. Соединительный узел (100) турбонагнетателя, работающего на выхлопных газах, предназначен для присоединения турбонагнетателя к выпускному коллектору двигателя.

Изобретение относится к конструированию узлов крепежной арматуры трубопроводов в машиностроении, преимущественно в турбомашиностроении. Узел крепления трубопровода на корпусе турбомашины содержит хомут, охватывающий участок трубопровода и закрепленный при помощи средства фиксации на корпусе турбомашины, при этом хомут снабжен по меньшей мере двумя фланцами со сквозными отверстиями под средство фиксации, прокладку, установленную между хомутом и охватываемым участком трубопровода.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.

Газотурбинная установка, содержащая два конструктивных кольцевых картера, соединенные между собой при помощи средств передачи усилий тяги двигателя, которые включают в себя штанги, отличающаяся тем, что эти средства передачи усилий тяги дополнительно включают в себя по меньшей мере одну коробку приводов агрегатов, которая закреплена на первом из упомянутых картеров и которая соединена упомянутыми штангами с другим из упомянутых картеров.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Изобретение относится к упорным подшипникам, используемым в турбомашинах или в другом оборудовании с вращающимися элементами. Упорный подшипник (16) содержит один или более вкладышей (24), которые прикреплены к податливому корпусу (38) подшипника и каждый из которых имеет упорную поверхность, а также устройство подачи находящегося под давлением газового смазочного материала к упорной поверхности вкладышей (24) и демпфирующее устройство (26, 28), работающее параллельно с податливым корпусом.

Газотурбинная установка содержит модульный узел, вал вентилятора и подшипники вала вентилятора. Модульный узел содержит кольцевую опору подшипников, включающую средства соединения, по меньшей мере, с первым подшипником качения, установленным вокруг вала вентилятора.

Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.

Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.

Объектом изобретения является камера (Е) опорного подшипника газотурбинной установки, содержащей неподвижную стенку (9), вращающийся вал (5), первую и вторую уплотнительные прокладки (10, 20) между стенкой и валом и полость (Cam) между неподвижной стенкой (9) и элементом (19) статора, питаемую воздухом через отверстие (19а) вблизи упомянутого вала (5).

Коробка приводов агрегатов для приведения в действие агрегатов авиационного газотурбинного двигателя содержит корпус и множество зубчатых колес внутри корпуса. Корпус содержит средства для крепления агрегатов на стенке корпуса и для их приведения в действие зубчатыми колесами через отверстия в стенке корпуса.

Турбокомпаундный блок включает вал турбины, рабочее колесо турбины, установленное на одном конце вала турбины, зубчатое колесо, установленное на противоположном конце вала турбины, а также корпус и узел подшипника качения.

Турбокомпаундный блок включает вал турбины, рабочее колесо турбины, установленное на одном конце вала турбины, зубчатое колесо, установленное на противоположном конце вала турбины, а также корпус и узел подшипника качения.

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкциям силовых корпусов ГТД, воспринимающих действие нагрузок, создающих как самим двигателем, так и получаемых в процессе полета самолета, которые не должны вызывать при этом значительных деформаций корпуса, способных нарушить работоспособность двигателя. Представлен промежуточный корпус, состоящий из внутренней и наружной обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя, соединенных между собой силовыми стойками, и имеющий передний и задний фланцы, между задним фланцем и силовыми стойками расположены два силовых кронштейна. Между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним фланцем и задним фланцем, с образованием треугольных кольцевых конструкций с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, при этом два силовых кронштейна, соединенные с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, повышает надежность конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса. 4 ил.

Наверх