RU2302541C2 - Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries - Google Patents
Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302541C2 RU2302541C2 RU2005129936/06A RU2005129936A RU2302541C2 RU 2302541 C2 RU2302541 C2 RU 2302541C2 RU 2005129936/06 A RU2005129936/06 A RU 2005129936/06A RU 2005129936 A RU2005129936 A RU 2005129936A RU 2302541 C2 RU2302541 C2 RU 2302541C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bevel gear
- gas turbine
- turbine engine
- gear
- compressor shaft
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к узлам приводов газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to drive units of gas turbine engines for aviation and ground applications.
Известна конструкция авиационного газотурбинного двигателя с передачей крутящего момента от вала компрессора через коническую шестерню к коническому зубчатому колесу центрального привода, передающего крутящий момент на коническую пару зубчатых колес коробки приводных агрегатов (WO 99/47799).A known design of an aircraft gas turbine engine with the transmission of torque from the compressor shaft through the bevel gear to the bevel gear of the central drive transmitting torque to the bevel gear pair of gear wheels of the drive unit box (WO 99/47799).
Недостатком известной конструкции является то, что на качество сигнала от датчика частоты вращения ротора компрессора влияет совокупность всех боковых зазоров в кинематической цепи на участке от зубчатого колеса, связанного с датчиком, до ротора компрессора, что в свою очередь влияет на работу топливной автоматики. В конечном итоге это приводит к незапланированным изменениям в работе двигателя.A disadvantage of the known design is that the quality of the signal from the compressor rotor speed sensor is affected by the totality of all the side gaps in the kinematic chain in the area from the gear wheel connected to the sensor to the compressor rotor, which in turn affects the operation of fuel automation. Ultimately, this leads to unplanned changes in the engine.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является конструкция центрального привода авиационного газотурбинного двигателя, включающая в себя сборочную единицу, состоящую из цилиндрического колеса и конической шестерни, которые собраны по посадочным поверхностям, стянуты между собой гайкой и передают друг другу крутящий момент через шлицы. («Отечественная авиация и ракетно-космическая техника», Двигателя авиационные, ракетные, морские, промышленные. 1944-2000, Москва, «АКС-Конверсалт», 2000, раздел 3VR< «Прогресс», стр.320 - прототип).Closest to the claimed design is the design of the central drive of an aircraft gas turbine engine, which includes an assembly unit consisting of a cylindrical wheel and a bevel gear, which are assembled along the seating surfaces, tightened by a nut and transmit torque to each other through the splines. ("Domestic aviation and rocket and space technology", Aviation, rocket, marine, industrial engines. 1944-2000, Moscow, AKS-Conversalt, 2000, section 3VR <"Progress", page 320 - prototype).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является недостаточная точность сигнала от датчика частоты вращения ротора компрессора. Привод датчика расположен в приливе разделительного корпуса и на его работу влияет совокупность боковых зазоров в кинематической цепи от зубчатого колеса, приводящего во вращение датчик, до ротора компрессора.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the lack of accuracy of the signal from the rotor speed sensor of the compressor rotor. The drive of the sensor is located in the tide of the separation housing and its operation is affected by the set of lateral gaps in the kinematic chain from the gears that drive the sensor into rotation, to the compressor rotor.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности работы газотурбинного двигателя путем обеспечения высокой точности сигнала от устройства контроля частоты вращения ротора.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the reliability of the gas turbine engine by providing high accuracy of the signal from the rotor speed control device.
Сущность технического решения заключается в том, что в устройстве передачи крутящего момента от вала компрессора к коробке приводных агрегатов газотурбинного двигателя, включающем прямозубое цилиндрическое колесо и коническую шестерню, согласно изобретению цилиндрическое колесо и коническая шестерня разнесены, соединены по посадочным поверхностям и шлицам, при этом коническая шестерня расположена на отдельной подшипниковой опоре, а во внутреннюю полость цилиндрического колеса установлен индуктор.The essence of the technical solution lies in the fact that in the device for transmitting torque from the compressor shaft to the gearbox of the gas turbine engine, comprising a spur gear and a bevel gear, according to the invention, the spur gear and bevel gear are spaced, connected along the seating surfaces and splines, while the bevel the gear is located on a separate bearing support, and an inductor is installed in the inner cavity of the cylindrical wheel.
Расположение конической шестерни на отдельной подшипниковой опоре в передней части центрального привода, соединение с ней по посадочным поверхностям и шлицам цилиндрического колеса позволяет установить во внутреннюю полость этого колеса индуктор. Работа индуктора, расположенного в центральном приводе, исключает влияние боковых зазоров между зубьями зубчатых колес коробки центрального привода, шлицами зубчатых колес и приводных валов на качество сигнала с датчиков частоты вращения, что в целом повышает надежность двигателя.The location of the bevel gear on a separate bearing support in front of the central drive, the connection with it on the seating surfaces and the slots of the cylindrical wheel allows you to install an inductor in the inner cavity of this wheel. The operation of the inductor located in the central drive eliminates the influence of lateral gaps between the teeth of the gears of the central drive box, the splines of the gears and drive shafts on the signal quality from the speed sensors, which generally increases the reliability of the engine.
На чертеже изображено устройство передачи крутящего момента.The drawing shows a torque transmission device.
На передней части вала ротора компрессора 1 по шлицам установлена прямозубая шестерня 2. В корпусе 3 центрального привода расположено прямозубое зубчатое колесо 4 на подшипниковой опоре 5, связанное по посадочным поверхностям 6 и шлицам 7 с конической шестерней 8, расположенной на подшипниковой опоре 9. Колесо 4 и шестерня 8 стянуты гайкой 10. Во внутреннюю полость 11 колеса 4 установлен индуктор 12, представляющий собой зубчатое колесо с прямозубым профилем. Индуктор 12 закреплен на зубчатом колесе 4 болтом 13 с гайкой 14. На некотором расстоянии от наружного диаметра зубчатого венца редуктора расположены датчики контроля частоты вращения 15.On the front part of the compressor rotor shaft 1, a spur gear 2 is installed along the slots. In the central drive housing 3, a spur gear 4 is located on the bearing support 5, connected along the seating surfaces 6 and the slots 7 with a bevel gear 8 located on the bearing support 9. Wheel 4 and the gear 8 is pulled together by a nut 10. An inductor 12 is installed in the inner cavity 11 of the wheel 4, which is a gear wheel with a spur profile. The inductor 12 is mounted on the gear wheel 4 by a bolt 13 with a nut 14. At some distance from the outer diameter of the gear ring of the gearbox there are speed sensors 15.
Работает устройство следующим образом. Ротор компрессора 1 через шестерню 2 вращает зубчатое колесо 4 с индуктором 12. При вращении индуктора 12 зубья индуктора наводят в датчиках контроля частоты вращения 15 индуктивный сигнал, который затем регистрируется двигательными и далее бортовыми системами самолета. В случае колебания нагрузки в кинематической цепи от зубчатых колес коробки до промежуточного колеса 4 с индуктором 12 центрального привода сам индуктор не испытывает окружных колебаний и качество сигнала с датчиков 15 обеспечивает надежную работу двигателя.The device operates as follows. The compressor rotor 1 rotates the gear wheel 4 with the inductor 12 through the gear 2. When the inductor 12 rotates, the teeth of the inductor induce an inductive signal in the speed sensors 15, which is then recorded by the engine and then on-board systems of the aircraft. In the case of fluctuations in the load in the kinematic chain from the gears of the box to the intermediate wheel 4 with the inductor 12 of the central drive, the inductor itself does not experience circumferential vibrations and the signal quality from the sensors 15 ensures reliable operation of the engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005129936/06A RU2302541C2 (en) | 2005-09-26 | 2005-09-26 | Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005129936/06A RU2302541C2 (en) | 2005-09-26 | 2005-09-26 | Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005129936A RU2005129936A (en) | 2007-04-10 |
RU2302541C2 true RU2302541C2 (en) | 2007-07-10 |
Family
ID=37999868
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005129936/06A RU2302541C2 (en) | 2005-09-26 | 2005-09-26 | Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2302541C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476701C2 (en) * | 2007-08-23 | 2013-02-27 | Снекма | Gas turbine engine with auxiliary equipment unit gearing drive, and method of mounting said engine |
RU2658254C2 (en) * | 2013-07-29 | 2018-06-19 | Дже Авио С.Р.Л. | Gearbox and disassembly method for disengaging drive shaft in such gearbox |
RU2689258C2 (en) * | 2014-04-29 | 2019-05-24 | Сафран Эркрафт Энджинз | Gas turbine plant and its dismantling method |
-
2005
- 2005-09-26 RU RU2005129936/06A patent/RU2302541C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476701C2 (en) * | 2007-08-23 | 2013-02-27 | Снекма | Gas turbine engine with auxiliary equipment unit gearing drive, and method of mounting said engine |
RU2658254C2 (en) * | 2013-07-29 | 2018-06-19 | Дже Авио С.Р.Л. | Gearbox and disassembly method for disengaging drive shaft in such gearbox |
US10837496B2 (en) | 2013-07-29 | 2020-11-17 | Ge Avio S.R.L. | Gearbox and disassembly method for disengaging a drive shaft in such a gearbox |
US11555521B2 (en) | 2013-07-29 | 2023-01-17 | Ge Avio S.R.L. | Gearbox and disassembly method for disengaging a drive shaft in such a gearbox |
RU2689258C2 (en) * | 2014-04-29 | 2019-05-24 | Сафран Эркрафт Энджинз | Gas turbine plant and its dismantling method |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005129936A (en) | 2007-04-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7552591B2 (en) | Twin spool turbine engine with power take-off means on the low-pressure and high-pressure rotors, and power take-off module for the turbine engine | |
US9926849B2 (en) | Transverse mounted accessory gearbox | |
CN108730117B (en) | System and method for electronically measuring propeller blade angle | |
US8764383B2 (en) | Assembly for driving gas turbine accessories | |
US9376202B2 (en) | Pitch control of contra-rotating airfoil blades | |
EP2530281B1 (en) | Gearbox mount bracket | |
US10495005B2 (en) | Epicyclic reduction device for the rotational drive of blade sets of a reduction turbomachine | |
JP2572475B2 (en) | Gas turbine engine, inertial damper and rotor assembly of gas turbine engine | |
EP3135882B1 (en) | Transverse mounted accessory gearbox | |
RU2302541C2 (en) | Device to transmit torque from compressor shaft to gas turbine engine auxiliaries | |
CN102947550A (en) | Gearbox in turbomachine | |
EP1216190A1 (en) | Integrated engine and transmission units for rotary wing aircraft | |
US11225912B2 (en) | Gear assembly for coaxial shafts in gas turbine engine | |
RU2310088C2 (en) | Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine | |
EP3770064B1 (en) | Aircraft propeller electric blade pitch change and control | |
US20190048801A1 (en) | Equipment drive gearbox in a turbomachine | |
US8851830B2 (en) | Harmonization of multiple gear train configurations | |
EP3168156B1 (en) | Aircraft propeller drive system | |
US20210164400A1 (en) | Gas turbine engine with accessory gearbox | |
RU2377455C1 (en) | Wave drive | |
US7810402B2 (en) | Torque monitoring apparatus | |
RU2311554C2 (en) | Double-flow gas-turbine engine | |
US11906017B1 (en) | Drive assembly and method of assembly | |
RU200042U1 (en) | Rear accessory drive box | |
GB2563210A (en) | A gear box |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090927 |