RU2522233C1 - Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor - Google Patents
Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2522233C1 RU2522233C1 RU2013122547/06A RU2013122547A RU2522233C1 RU 2522233 C1 RU2522233 C1 RU 2522233C1 RU 2013122547/06 A RU2013122547/06 A RU 2013122547/06A RU 2013122547 A RU2013122547 A RU 2013122547A RU 2522233 C1 RU2522233 C1 RU 2522233C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pipe
- low pressure
- shaft
- sleeve
- splines
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины.The present 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 выбрана «Система отсоединения вентилятора от турбореактивного двигателя с помощью взрывного заряда», описанная в патенте на изобретение RU 2317449 C2.As the closest analogue selected "System for disconnecting a fan from a turbojet engine using an explosive charge", described in patent for invention RU 2317449 C2.
Недостатки прототипа:The disadvantages of the prototype:
Основным недостатком прототипа является то, что при отсоединении ротора компрессора посредством разрушения механических звеньев крепления опоры взрывом, который инициируется компьютером на основе информации от соответствующих средств измерений, происходит радиальное перемещение ротора компрессора относительно ротора турбины с последующим разрушением проточной части компрессора, а также возможной деформацией корпусов. Все это приводит к еще большему дисбалансу, и вибрационная нагрузка будет воздействовать на подвеску двигателя и самолет, вплоть до полной остановки разрушенного ротора.The main disadvantage of the prototype is that when disconnecting the compressor rotor by destroying the mechanical links of the support mounting by an explosion, which is initiated by a computer on the basis of information from appropriate measuring instruments, the compressor rotor moves radially relative to the turbine rotor with subsequent destruction of the compressor flow path, as well as possible deformation of the cases . All this leads to an even greater imbalance, and the vibration load will affect the engine mount and the aircraft, up to a complete stop of the destroyed rotor.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является сохранение соосности роторов компрессора и турбины при их отсоединении во время нештатной ситуации.The technical result achieved by using the present invention is to maintain the alignment of the compressor rotors and the turbine when they are disconnected during an emergency.
Указанный технический результат достигается тем, что узел отсоединения валов в роторе низкого давления газотурбинного двигателя содержит вал компрессора низкого давления, механически связанный с валом турбины низкого давления, установленный в подшипниках, каждый из которых связан со статорной частью газотурбинного двигателя посредством опор, при этом между валом ротора компрессора низкого давления и валом турбины низкого давления установлен промежуточный вал, соединенный с ними в окружном направлении шлицевыми соединениями, а в осевом направлении стяжным болтом и стяжной трубой соответственно, причем стяжная труба зафиксирована в окружном направлении посредством шлицов контровочной трубой, фиксирующей в окружном направлении стяжной болт посредством шлицевого соединения и связанной с ротором компрессора низкого давления дополнительным шлицевым соединением, при этом между стяжным болтом и контровочной трубой, соосно последней, установлена пружина, кроме того, в статорной части выполнена полость, ограниченная втулкой и поршневым элементом, выполненным с возможностью осевого смещения, сообщенная с нагнетающей магистралью гидравлической системы, например масляной, посредством канала с перепускным клапаном, причем поршневой элемент зафиксирован в окружном направлении относительно втулки шлицами, при этом между втулкой и поршневым элементом, соосно последнему установлена пружина, кроме того, близлежащие торцевые поверхности контровочной трубы и поршневого элемента выполнены коническими с образованием зазора между ними.The specified technical result is achieved by the fact that the shaft disconnection unit in the low pressure rotor of the gas turbine engine comprises a low pressure compressor shaft mechanically connected to the low pressure turbine shaft, mounted in bearings, each of which is connected to the stator part of the gas turbine engine, while between the shaft the rotor of the low pressure compressor and the shaft of the low pressure turbine has an intermediate shaft connected to them in the circumferential direction by splined joints, and in the axle in the opposite direction with the coupling bolt and the coupling pipe, respectively, wherein the coupling pipe is secured in the circumferential direction by means of splines with a control pipe securing the coupling bolt in the circumferential direction by means of a spline connection and an additional splined connection connected to the low pressure compressor rotor, between the coupling bolt and the control pipe, coaxially with the latter, a spring is installed, in addition, a cavity is defined in the stator part, bounded by a sleeve and a piston element, made with possible axial displacement, communicated with the discharge line of the hydraulic system, for example oil, through a channel with a bypass valve, and the piston element is fixed in the circumferential direction relative to the sleeve with splines, while a spring is installed coaxially between the sleeve and the piston element, in addition, adjacent end surfaces the locking pipe and the piston element are conical with the formation of a gap between them.
Такое выполнение устройства обеспечивает сохранение соосности ротора компрессора относительно ротора турбины, за счет того, что ротор компрессора остается на своих опорах, а ротор турбины смещается в осевом направлении с последующим принудительным остановом за счет контролируемого трения за счет минимальных осевых зазоров между ротором и статором. Это обеспечивает сохранение компрессорных узлов, особенно корпусных элементов, и трансмиссии, а также не увеличивает вибрационного состояния двигателя в процессе останова.This embodiment of the device ensures that the compressor rotor is aligned with respect to the turbine rotor, due to the compressor rotor remaining on its supports, and the turbine rotor displaced in the axial direction with subsequent forced stop due to controlled friction due to minimal axial gaps between the rotor and the stator. This ensures the preservation of compressor units, especially housing elements, and transmission, and also does not increase the vibrational state of the engine during shutdown.
Упомянутый перепускной клапан может быть связан с компьютером цифровой системы управления с полной ответственностью.Mentioned bypass valve can be connected to the computer of the digital control system with full responsibility.
Управление системой отсоединения при помощи компьютера позволяет отложить отсоединение ротора, или не производить его, чтобы оптимизировать остаточную тягу во время трудного периода полета. Т.е. двигатель будет продолжать работу на меньшей тяге в пределах допустимых уровней вибраций.Computer control of the disconnect system allows you to postpone the disconnection of the rotor, or not to make it, to optimize the residual traction during a difficult period of flight. Those. the engine will continue to run at lower thrust within the acceptable vibration levels.
Сущность настоящего изобретения поясняется фиг.1 и 2, на которых изображен узел отсоединения валов в роторе низкого давления газотурбинного двигателя с закрытым перепускным клапаном, а также узел отсоединения валов в роторе низкого давления газотурбинного двигателя с открытым перепускным клапаном, соответственно.The essence of the present invention is illustrated in figures 1 and 2, which depicts a unit for disconnecting shafts in a low pressure rotor of a gas turbine engine with a closed bypass valve, as well as a unit for disconnecting shafts in a low pressure rotor of a gas turbine engine with an open bypass valve, respectively.
Узел отсоединения валов в роторе низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий вал компрессора низкого давления 1, механически связанный с валом турбины низкого давления 2, установленный в подшипниках 3 и 4, каждый из которых связан со статорной частью газотурбинного двигателя посредством опор 5 и 6. При этом между валом ротора компрессора низкого давления и валом турбины низкого давления установлен промежуточный вал 7, соединенный с ними в окружном направлении шлицевыми соединениями 8 и 9, а в осевом направлении стяжным болтом 10 и стяжной трубой 11 соответственно. Причем стяжная труба 11 зафиксирована в окружном направлении посредством шлицов 12 контровочной трубой 13, фиксирующей в окружном направлении стяжной болт 10 посредством шлицевого соединения 14 и связанной с ротором компрессора низкого давления дополнительным шлицевым соединением 15, при этом между стяжным болтом 10 и контровочной трубой 13, соосно последней, установлена пружина 16. Кроме того, в статорной части выполнена полость 17, ограниченная втулкой 18 и поршневым элементом 19, выполненным с возможностью осевого смещения, сообщенная с нагнетающей магистралью 20 гидравлической системы, например масляной, посредством канала с перепускным клапаном 21. Причем поршневой элемент 19 зафиксирован в окружном направлении относительно втулки 18 шлицами 22. При этом между втулкой 18 и поршневым элементом 19, соосно последнему установлена пружина 23. Кроме того, близлежащие торцевые поверхности 24 и 25 контровочной трубы и поршневого элемента выполнены коническими с образованием зазора между ними. Перепускной клапан 21 связан с компьютером цифровой системы управления с полной ответственностью 26 (см. фиг.1).A shaft disconnection assembly in a low pressure rotor of a gas turbine engine, comprising a low pressure compressor shaft 1 mechanically coupled to a low
При возникновении нештатной ситуации в работе двигателя, в случае обрыва лопатки или по другим причинам, определяемыми алгоритмами компьютером цифровой системы управления с полной ответственностью 26 по командам средств измерений, срабатывает клапан 21, отделяющий нагнетающую масляную 20 от полости 17. В полости 17 давление масла повышается до рабочего уровня и приводит поршневой элемент 19 к осевому смещению до контакта конических поверхностей 24 и 25, преодолевая усилие пружины 23. Контровочная труба 13 смещается максимально вправо вплоть до упора в стяжную трубу 11, преодолевая усилие пружины 16. При этом шлицы 15 и 14 выходят из зацепления. Остается зацепление только в шлицах 12. Поршневой элемент 19 за счет трения, при этом возможна сварка по коническим поверхностям 24 и 25, удерживает контровочную трубу 13 в окружном направлении, которая удерживает стяжную втулку 11. Вал турбины низкого давления 2 свинчивается по резьбе стяжной втулки 11 и смещается по шлицам вправо (по потоку). Происходит контролируемое касание ротора турбины о статор с последующим остановом ротора. Пружины 16 и 23 необходимы, чтобы однозначно определять осевое положение контровочной трубы и поршневого элемента соответственно при нормальной работе двигателя (см. фиг.2).In the event of an emergency in the engine operation, in the event of a blade breakdown or for other reasons determined by the algorithms of the digital control system computer with
В связи с вышеизложенным, специалисту на основании уровня техники должно быть очевидно, что заявленная конструкция обеспечивает сохранение соосности ротора компрессора относительно ротора турбины, при контролируемом разрушении двигателя в нештатной ситуации, что обеспечивает сохранение трансмиссии и корпусных элементов, а также не увеличивает вибрационного состояния двигателя в процессе его останова.In connection with the foregoing, it should be obvious to a specialist on the basis of the prior art that the claimed design ensures that the compressor rotor is in alignment with respect to the turbine rotor, with controllable engine failure in an emergency, which ensures the preservation of the transmission and housing elements, and also does not increase the vibrational state of the engine in the process of stopping it.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013122547/06A RU2522233C1 (en) | 2013-05-16 | 2013-05-16 | Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013122547/06A RU2522233C1 (en) | 2013-05-16 | 2013-05-16 | Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2522233C1 true RU2522233C1 (en) | 2014-07-10 |
Family
ID=51217279
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013122547/06A RU2522233C1 (en) | 2013-05-16 | 2013-05-16 | Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2522233C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9951688B2 (en) | 2014-08-29 | 2018-04-24 | Rolls-Royce Plc | Low pressure shaft |
RU2682462C1 (en) * | 2018-04-11 | 2019-03-19 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine low pressure rotor connection unit |
CN114687861A (en) * | 2022-05-31 | 2022-07-01 | 成都中科翼能科技有限公司 | Locking connection device of gas turbine low-pressure rotor |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6009701A (en) * | 1996-12-20 | 2000-01-04 | Rolls-Royce, Plc | Ducted fan gas turbine engine having a frangible connection |
RU2239079C1 (en) * | 2003-04-08 | 2004-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Power plant for flying vehicle |
WO2006059970A2 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
RU2291314C2 (en) * | 2003-07-15 | 2007-01-10 | Снекма Мотер | Improved device for fastening engine shaft on bearing support |
RU2317449C2 (en) * | 2002-10-23 | 2008-02-20 | Снекма Моторс | System of detachment of the blower from the turbojet engine by means of the explosive charge |
RU2407903C2 (en) * | 2005-10-21 | 2010-12-27 | Испано-Сюиза | Device for mechanical power tale-off between high-pressure and low-pressure shafts of two-shaft gas turbine engine |
-
2013
- 2013-05-16 RU RU2013122547/06A patent/RU2522233C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6009701A (en) * | 1996-12-20 | 2000-01-04 | Rolls-Royce, Plc | Ducted fan gas turbine engine having a frangible connection |
RU2317449C2 (en) * | 2002-10-23 | 2008-02-20 | Снекма Моторс | System of detachment of the blower from the turbojet engine by means of the explosive charge |
RU2239079C1 (en) * | 2003-04-08 | 2004-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Power plant for flying vehicle |
RU2291314C2 (en) * | 2003-07-15 | 2007-01-10 | Снекма Мотер | Improved device for fastening engine shaft on bearing support |
WO2006059970A2 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
RU2407903C2 (en) * | 2005-10-21 | 2010-12-27 | Испано-Сюиза | Device for mechanical power tale-off between high-pressure and low-pressure shafts of two-shaft gas turbine engine |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9951688B2 (en) | 2014-08-29 | 2018-04-24 | Rolls-Royce Plc | Low pressure shaft |
RU2682462C1 (en) * | 2018-04-11 | 2019-03-19 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine low pressure rotor connection unit |
CN114687861A (en) * | 2022-05-31 | 2022-07-01 | 成都中科翼能科技有限公司 | Locking connection device of gas turbine low-pressure rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2559883B1 (en) | Gas turbine engine gearbox mount | |
EP2199573B1 (en) | Generator coupling for use with gas turbine engine | |
US10293950B2 (en) | Aircraft engine case shock mount | |
RU2522233C1 (en) | Shafts uncoupling assembly for gas turbine engine low-pressure rotor | |
RU2643267C2 (en) | Power transmission system, turbomachine and power transmission method | |
US9051972B2 (en) | Torque-limiting coupling | |
EP2662537A2 (en) | Apparatus including a rotor group and method of damping vibration in such an apparatus | |
EP3513050B1 (en) | Shaft break device for an electrical generator | |
CN110291282B (en) | Air turbine starter with separator | |
EP2505860A2 (en) | Connection device for drive assembly | |
EP3045269A1 (en) | Seal extraction tool | |
US20150316059A1 (en) | Vacuum Pump Having a Disconnectable Drive Coupling | |
EP2759710A1 (en) | A centrifugal pump and a sleeve for coupling the shaft of a centrifugal pump to a shaft of a drive motor | |
US8807972B2 (en) | Housingless positive displacement pump assembly | |
RU2389889C1 (en) | Two-shaft gas turbine engine | |
RU2542656C1 (en) | Connecting assembly of rotors of compressor and turbine of gas turbine engine | |
RU2682462C1 (en) | Gas turbine engine low pressure rotor connection unit | |
US11996758B2 (en) | Generator coupling system | |
RU2672991C2 (en) | Multistage high pressure flanged pump assembly | |
RU2572744C1 (en) | Gas turbine bypass engine | |
RU2579286C1 (en) | Coupling assembly between compressor rotors and turbine of a gas turbine engine | |
RU2482303C1 (en) | Front support of lp turbine rotor of two-shaft gas turbine engine | |
CN102650283A (en) | Coupling shaft for gear pump | |
RU2534188C1 (en) | Turbopump set | |
CN102650286B (en) | For the input shaft assembly of gear pump |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |