Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам разгрузки опор роторов компрессоров низкого давления газотурбинного двигателя, в том числе и в составе летательного аппарата.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to systems for unloading bearings of rotors of low pressure compressors of a gas turbine engine, including as part of an aircraft.
В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор, передняя и задняя цапфы которого соединены со статором посредством передней и задней опор соответственно (см. рис. В. 70, стр. 53, учебника - Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей. (Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок). - М.: РИА «ИМ-Информ», 2002. - 442 с.).As the closest analogue (prototype), a low-pressure compressor of a gas turbine engine containing a rotor was selected, the front and rear pins of which are connected to the stator by the front and rear supports, respectively (see Fig. B. 70, p. 53, textbook - N. Sirotin N. N. Design and operation, damage and operability of gas turbine engines. (Fundamentals of the design of aircraft engines and power plants). - M .: RIA "IM-Inform", 2002. - 442 p.).
В известном техническом решении для создания приемлемой осевой силы на шарикоподшипник ротора низкого давления введена разгрузочная (думисная) полость, из которой происходит сброс воздуха в мотогондолу летательного аппарата. Основной недостаток - это снижение удельных параметров газотурбинного двигателя, попадание горячего воздуха в мотогондолу, которое приводит к ухудшению незаметности летательного аппарата.In a known technical solution to create an acceptable axial force, a discharge (dumis) cavity is introduced into the ball bearing of the low pressure rotor, from which air is discharged into the aircraft nacelle. The main disadvantage is the decrease in the specific parameters of the gas turbine engine, the ingress of hot air into the engine nacelle, which leads to a deterioration in the invisibility of the aircraft.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения является повышение надежности работы компрессора за счет снижения на его заднюю шарикоподшипниковую опору суммарной осевой нагрузки ротора при работе газотурбинного двигателя, а также улучшение удельных параметров газотурбинного двигателя путем исключения необходимости сброса думисного воздуха из разгрузочной полости для снижения нагрузки на упомянутую опору (как в прототипе), при этом в целом снижается незаметность летательного аппарата.The technical result achieved by using the present invention is to increase the reliability of the compressor by reducing the total axial load of the rotor during operation of the gas turbine engine on its rear ball bearing, as well as improving the specific parameters of the gas turbine engine by eliminating the need to discharge the humid air from the discharge cavity to reduce the load on the mentioned support (as in the prototype), while generally reducing the invisibility of the aircraft.
Указанный технический результат достигается тем, что компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор, передняя и задняя цапфы которого установлены в передней и задней опорах статора соответственно, согласно настоящему изобретению он дополнительно снабжен шарикоподшипником, вспомогательной втулкой, шарнирными V-образными механизмами и упорным кольцом, причем наружное кольцо шарикоподшипника установлено в его корпусе, соединенном с корпусом передней опоры посредством разъемного соединения, а внутреннее кольцо шарикоподшипника установлено на наружном диаметре вспомогательной втулки, при этом на торце передней цапфы ротора установлено упорное кольцо, соединенное с вспомогательной втулкой посредством расположенных по окружности относительно продольной оси компрессора шарнирных V-образных механизмов, каждый из которых образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения, при этом в месте их соединения установлен груз, расположенный на диаметре меньшем, чем диаметр внутреннего кольца вспомогательной втулки, а свободные концы качалок соединены со вспомогательной втулкой и упорным кольцом соответственно посредством шарнирных соединений.The specified technical result is achieved in that the low-pressure compressor of the gas turbine engine containing the rotor, the front and rear pins of which are installed in the front and rear stator supports, respectively, according to the present invention, it is further equipped with a ball bearing, an auxiliary sleeve, articulated V-shaped mechanisms and a thrust ring, moreover, the outer ring of the ball bearing is installed in its housing connected to the housing of the front support by means of a detachable connection, and the inner ring ball bearing mounted on the outer diameter of the auxiliary sleeve, while at the end of the front axle of the rotor there is a thrust ring connected to the auxiliary sleeve by means of articulated V-shaped mechanisms located around the compressor relative to the longitudinal axis, each of which is formed by two rockers connected to each other by means of a hinge connections, while at the place of their connection, a load is installed located on a diameter smaller than the diameter of the inner ring of the auxiliary sleeve and, and the free ends of the rockers are connected to the auxiliary sleeve and the thrust ring, respectively, by means of articulated joints.
Такое выполнение устройства позволяет перераспределить осевую нагрузку ротора с основного шарикоподшипника на дополнительный шарикоподшипник, а именно при работе газотурбинного двигателя осевая нагрузка на основной шарикоподшипник задней опоры ротора снижается вдвое за счет перераспределения ее на дополнительный шарикоподшипник, установленный в передней опоре, что повышает надежность компрессора низкого давления в целом. При работе центробежная сила воздействует на массу шарнирного механизма, рычаги которого оказывают осевое воздействие на дополнительный шарикоподшипник и на цапфу ротора. Таким образом, не требуется сбрасывать горячий воздух из разгрузочной полости, как в прототипе, вследствие чего повышаются удельные параметры газотурбинного двигателя. Кроме того, отсутствие выброса горячего воздуха из разгрузочной полости в мотогондолу летательного аппарата улучшает специальные характеристики, а именно незаметность летательного аппарата.This embodiment of the device allows you to redistribute the axial load of the rotor from the main ball bearing to an additional ball bearing, namely, when the gas turbine engine is running, the axial load on the main ball bearing of the rear rotor support is halved due to its redistribution to the additional ball bearing installed in the front support, which increases the reliability of the low pressure compressor generally. During operation, the centrifugal force acts on the mass of the articulated mechanism, the levers of which have an axial effect on the additional ball bearing and on the axle of the rotor. Thus, it is not necessary to discharge hot air from the discharge cavity, as in the prototype, as a result of which the specific parameters of the gas turbine engine are increased. In addition, the absence of hot air from the discharge cavity into the nacelle of the aircraft improves special characteristics, namely the invisibility of the aircraft.
Сущность настоящего изобретения поясняется фигурой чертежа, на которой изображен продольный разрез заявленного компрессора низкого давления газотурбинного двигателя.The essence of the present invention is illustrated by the figure of the drawing, which shows a longitudinal section of the inventive low-pressure compressor of a gas turbine engine.
Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор 1, передняя и задняя цапфы 2 и 3 которого установлены в статоре 4, а именно в передней и задней опорах 5, 6 соответственно, при этом он дополнительно снабжен шарикоподшипником 7, вспомогательной втулкой 8, шарнирными V-образными механизмами 9 и упорным кольцом 10, причем наружное кольцо 11 шарикоподшипника 7 установлено в его корпусе 12, соединенном с корпусом 13 передней опоры 5 посредством разъемного фланцевого соединения 14, а внутреннее кольцо 15 шарикоподшипника 7 установлено на наружном диаметре вспомогательной втулки 8, при этом на торце передней цапфы 2 ротора 1 установлено упорное кольцо 10, соединенное с вспомогательной втулкой 8 посредством расположенных по окружности относительно продольной оси компрессора шарнирных V-образных механизмов 9, каждый из которых образован двумя качалками 16 и 17, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения 18, при этом в месте их соединения установлен груз (на чертеже не показан), расположенный на диаметре меньшем, чем диаметр внутреннего кольца вспомогательной втулки 8, а свободные концы качалок 16 и 17 соединены со вспомогательной втулкой 8 и упорным кольцом 10 соответственно посредством шарнирных соединений 19, 20.A low pressure compressor of a gas turbine engine containing a rotor 1, the front and rear axles 2 and 3 of which are installed in the stator 4, namely in the front and rear bearings 5, 6, respectively, while it is additionally equipped with ball bearing 7, auxiliary sleeve 8, articulated V- shaped mechanisms 9 and a thrust ring 10, and the outer ring 11 of the ball bearing 7 is installed in its housing 12 connected to the housing 13 of the front support 5 by means of a detachable flange connection 14, and the inner ring 15 of the ball bearing 7 is installed on the outer diameter of the auxiliary sleeve 8, while at the end of the front axle 2 of the rotor 1 there is a thrust ring 10 connected to the auxiliary sleeve 8 by means of articulated V-shaped mechanisms 9 arranged around the circumference relative to the longitudinal axis of the compressor, each of which is formed by two rockers 16 and 17 connected to each other by means of a swivel joint 18, while at the place of their connection, a load (not shown) is installed, located on a diameter smaller than the diameter of the auxiliary auxiliary ring bushings 8, and the free ends of the rockers 16 and 17 are connected to the auxiliary sleeve 8 and the thrust ring 10, respectively, by means of hinge joints 19, 20.
При работе газотурбинного двигателя осевая нагрузка на основной шарикоподшипник 6 снижается вдвое за счет перераспределения ее на дополнительный шарикоподшипник 7, установленный в корпусе 12. Центробежная сила воздействует на массу шарнирного механизма 9, качалки 16 и 17 которого оказывают осевое воздействие на дополнительный шарикоподшипник 7 и на переднюю цапфу ротора 2.When the gas turbine engine is running, the axial load on the main ball bearing 6 is reduced by half due to its redistribution to the additional ball bearing 7 installed in the housing 12. The centrifugal force acts on the mass of the hinge mechanism 9, the rockers 16 and 17 of which have an axial effect on the additional ball bearing 7 and on the front axle of rotor 2.
Таким образом, посредством использования заявленной конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя повышаются надежность и удельные параметры последнего, а также повышается в целом параметр незаметности летательного аппарата.Thus, by using the claimed design of the low-pressure compressor of a gas turbine engine, the reliability and specific parameters of the latter are increased, and the overall aircraft stealth parameter is increased.
