RU2730565C1 - Double-flow turbine jet engine - Google Patents

Double-flow turbine jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2730565C1
RU2730565C1 RU2019130358A RU2019130358A RU2730565C1 RU 2730565 C1 RU2730565 C1 RU 2730565C1 RU 2019130358 A RU2019130358 A RU 2019130358A RU 2019130358 A RU2019130358 A RU 2019130358A RU 2730565 C1 RU2730565 C1 RU 2730565C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flange
housing
bearing
fan
rotor
Prior art date
Application number
RU2019130358A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Васильевич Скиба
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение"
Priority to RU2019130358A priority Critical patent/RU2730565C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2730565C1 publication Critical patent/RU2730565C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines and can be used in supports of rotors of axial fans of aircraft double-flow turbojet engines. Double-flow turbojet engine, in which housings of bearings 6 and 8 are fixed on intermediate housing 2. Housing 6 of first bearing 5 is equipped with flange 10 fixed in bore 11 of the intermediate housing in axial direction by means of pressure flange 12 fixed by screws 13 in intermediate housing 2. In radial direction flange 10 is fixed in bore 11 with shear pins 14 ("Weak Link") with provision of radial gap 15 between outer cylindrical surface of flange 10 of housing of first bearing and inner cylindrical surface of bore 11, wherein pins 14 and screws 13 axes are parallel to the fan rotor rotation axis 3 Sealing of oil cavity 9 of the support along the mating surfaces of flange 10 of housing 6 of first bearing 5 with intermediate housing 2 is provided by elastic ring 17.
EFFECT: thus, proposed design of support of rotor of fan of double-flow turbojet engine excludes rotor displacement in axial direction and provides possibility of shift of first radially-thrust ball bearing of its support in radial direction without breaching tightness of oil cavity, that minimizes considerable destruction of engine structure at break of rotor blade of its fan.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей с целью минимизации вторичных повреждений конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора.The invention relates to gas turbine engines and can be used in the bearings of the rotors of axial fans of aircraft bypass turbojet engines in order to minimize secondary damage to the engine structure when the rotor blade of its fan breaks.

Обрыв лопаток лопаточных машин может быть связан с воздействием случайных эксплуатационных факторов. Уровень и характер повреждения лопаточной машины определяется размерами и количеством фрагментов, уровнем их кинетической энергии. Вторичные повреждения конструкции двигателя могут приводить к более тяжелым последствиям, чем непосредственно разрушение проточной части самой лопаточной машины. Большие неуравновешенные силы ротора вентилятора, возникающие после обрыва его лопатки и действующие со стороны ротора вентилятора на корпус двигателя, создают повышенные динамические нагрузки в узлах его подвески в мотогондоле летательного аппарата. Можно выделить три фазы процесса:Breakage of blades of bladed machines can be associated with the impact of random operating factors. The level and nature of damage to the blade machine is determined by the size and number of fragments, the level of their kinetic energy. Secondary damage to the engine structure can lead to more serious consequences than the direct destruction of the flow path of the blade machine itself. Large unbalanced forces of the fan rotor arising after the breakage of its blade and acting from the fan rotor on the engine casing create increased dynamic loads in the nodes of its suspension in the engine nacelle of the aircraft. Three phases of the process can be distinguished:

- собственно момент обрыва лопатки с разрушением части корпусных элементов конструкции и контактом лопаток ротора вентилятора с корпусом его статора,- the actual moment of blade breakage with the destruction of a part of the housing elements of the structure and contact of the fan rotor blades with the casing of its stator,

- выбег ротора после выключения подачи топлива в камеру сгорания со снижением его частоты вращения до авторотации,- the run-out of the rotor after turning off the fuel supply to the combustion chamber with a decrease in its speed to autorotation,

- режим авторотации.- autorotation mode.

Одним из элементов конструкции двигателя, предотвращающим значительные разрушения в случае обрыва лопатки вентилятора является специальное устройство, вводимое в конструкцию опор его ротора. В иностранной литературе применяется термин «Load Reduction Device (LRD)», а в отечественной используется термин «Слабое Звено». Современные двигатели с большой степенью двухконтурности, имеющие лопатки вентилятора большой размерности со значительной массой, оснащаются такими устройствами. В связи с применением высоконапорных вентиляторов с так называемыми "широкохордными лопатками" со значительной массой потребность в этих специальных устройствах может возникать и для двигателей с относительно небольшой степенью двухконтурности.One of the design elements of the engine that prevents significant damage in the event of a fan blade breakage is a special device introduced into the design of its rotor supports. In foreign literature, the term “Load Reduction Device (LRD)” is used, and in the domestic literature, the term “Weak Link” is used. Modern engines with a high bypass ratio, having large dimension fan blades with a significant mass, are equipped with such devices. In connection with the use of high-pressure fans with so-called "wide chord blades" with a significant mass, the need for these special devices may also arise for engines with a relatively small degree of bypass.

Известен турбореактивный двигатель, вал ротора вентилятора которого поддерживается опорой с двумя подшипниками. Первый подшипник поддерживается деталью опоры, образующей оболочку вокруг вала, ориентированную назад по ходу от первого подшипника и прикрепленную к неподвижной конструкции двигателя. Второй подшипник поддерживается деталью опоры, которая также прикреплена к неподвижной конструкции двигателя. Деталь опоры первого подшипника прикреплена к неподвижной конструкции двигателя так называемыми «срезными винтами» с ослабленным проточкой участком цилиндрического стержня, по которому происходит их разрушение под действием повышенных прикладываемых нагрузок (Патент FR №2752024, МПК F16C 13/02, F16B 31/00, F01D 25/16, опубликован 06.02.1998 г.).Known turbojet engine, the rotor shaft of the fan which is supported by a support with two bearings. The first bearing is supported by a support piece, which forms a shell around the shaft, oriented backward from the first bearing and attached to the stationary structure of the motor. The second bearing is supported by a support piece that is also attached to the fixed engine structure. A part of the first bearing support is attached to the fixed structure of the engine by so-called "shear screws" with a weakened groove section of the cylindrical rod, along which their destruction occurs under the action of increased applied loads (Patent FR No. 2752024, IPC F16C 13/02, F16B 31/00, F01D 25/16, published 02/06/1998).

Неуравновешенные силы ротора вентилятора, возникающие после обрыва его лопатки и действующие со стороны ротора вентилятора на неподвижную конструкцию двигателя, создают повышенные динамические нагрузки на срезные винты, которые ломаются, отсоединяя деталь опоры первого подшипника от неподвижной конструкции двигателя. После отсоединения детали опоры первого подшипника от неподвижной конструкции двигателя ротор вентилятора произвольно смещается и продолжает вращаться. При этом нарушается герметичность масляной полости первого и второго подшипников, что может привести к повышенной пожароопасности и является недостатком.Unbalanced forces of the fan rotor, arising after the breakage of its blade and acting from the fan rotor on the fixed engine structure, create increased dynamic loads on the shear screws, which break, disconnecting the first bearing support part from the fixed engine structure. After detaching the first bearing support part from the fixed structure of the motor, the fan rotor is randomly displaced and continues to rotate. In this case, the tightness of the oil cavity of the first and second bearings is broken, which can lead to increased fire hazard and is a disadvantage.

Наиболее близким предлагаемому техническому решению является турбореактивный двигатель с ротором вентилятора, составляющим одно целое с ведущим валом, поддерживаемым первым и вторым подшипниками, содержащий статор и ротор вентилятора с валом, поддерживаемым первым и вторым подшипниками, а также удерживающий диск на валу вентилятора, взаимодействующий с ограничительным диском статора для образования аварийного подшипника, удерживающего ротор вентилятора в осевом направлении. (Патент РФ №2386050, МПК F02K 3/04, опубликован 10.04.2010 г.).The closest proposed technical solution is a turbojet engine with a fan rotor integral with a drive shaft supported by the first and second bearings, containing a stator and a fan rotor with a shaft supported by the first and second bearings, as well as a retaining disk on the fan shaft, interacting with a stator disk to form an emergency bearing that holds the fan rotor in the axial direction. (RF patent No. 2386050, IPC F02K 3/04, published on 10.04.2010).

В случае разрушения срезных винтов опоры («Слабого звена») крепления корпуса первого подшипника от воздействия больших неуравновешенных сил ротора вентилятора, вызванных обрывом его лопатки, под действием осевого усилия происходит смещение ротора навстречу потоку воздуха, поступающему в вентилятор, до динамического контакта удерживающего диска на валу вентилятора с ограничительным диском его статора в зоне второго подшипника с образованием аварийного подшипника. При этом нарушается герметичность масляной полости первого и второго подшипников, а радиальное усилие с ротора вентилятора может передаваться на его статор путем произвольного динамического контакта с ним торцев лопаток ротора. Это может привести к повышенной пожароопасности и является недостатком известного двигателя.In the event of the destruction of the shear screws of the support ("weak link") of the housing of the first bearing from the effect of large unbalanced forces of the fan rotor caused by the breakage of its blade, under the action of the axial force, the rotor is displaced towards the air flow entering the fan until the dynamic contact of the retaining disk on the fan shaft with its stator limiting disc in the area of the second bearing with the formation of an emergency bearing. In this case, the tightness of the oil cavity of the first and second bearings is disrupted, and the radial force from the fan rotor can be transmitted to its stator by arbitrary dynamic contact with the ends of the rotor blades. This can lead to increased fire hazard and is a disadvantage of the known engine.

Предлагаемое изобретение направлено на минимизацию вторичных повреждений конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора путем создания конструкции опоры вентилятора со «Слабым Звеном», исключающей смещение ротора в осевом направлении и обеспечивающей возможность смещения корпуса первого подшипника его опоры в радиальном направлении без нарушения герметичности масляной полости.The proposed invention is aimed at minimizing secondary damage to the engine structure when the rotor blade of its fan breaks by creating a fan support structure with a "Weak Link", which excludes the displacement of the rotor in the axial direction and provides the possibility of displacing the housing of the first bearing of its support in the radial direction without breaking the tightness of the oil cavity.

При создании данного изобретения решается задача расширения арсенала технических средств - опор ротора вентилятора турбореактивного двигателя с устройством «Слабое Звено», предотвращающим значительные разрушения в случае обрыва лопатки ротора вентилятора.The creation of this invention solves the problem of expanding the arsenal of technical means - supports of the fan rotor of a turbojet engine with a "Weak Link" device, which prevents significant damage in the event of a fan blade breakage.

Поставленная задача решается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем ротор вентилятора с валом, поддерживаемым первым радиально-упорным шариковым и вторым радиальным роликовым подшипниками, установленными в соответствующих корпусах, закрепленных на промежуточном корпусе двигателя, корпус первого подшипника снабжен фланцем, который зафиксирован в расточке промежуточного корпуса в осевом направлении прижимным фланцем, а в радиальном направлении - срезными штифтами с обеспечением радиального зазора между наружной цилиндрической поверхностью фланца корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки, при этом оси срезных штифтов ориентированы параллельно оси вращения ротора вентилятора, а фланец корпуса первого подшипника и расточка промежуточного корпуса уплотнены между собой упругим кольцом.The problem is solved by the fact that in a double-circuit turbojet engine containing a fan rotor with a shaft supported by the first angular contact ball and second radial roller bearings installed in the corresponding housings fixed on the intermediate engine casing, the housing of the first bearing is equipped with a flange, which is fixed in the bore of the intermediate casing in the axial direction by the clamping flange, and in the radial direction - by shear pins providing a radial clearance between the outer cylindrical surface of the flange of the first bearing housing and the inner cylindrical surface of the bore, while the axes of the shear pins are oriented parallel to the rotation axis of the fan rotor, and the flange of the first bearing housing and the bore of the intermediate housing are sealed to each other by an elastic ring.

На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель с опорой вентилятора; на фиг. 2 - опора вентилятора с первым и вторым подшипниками (вид А на фиг. 1); на фиг. 3 - соединение корпуса первого подшипника с промежуточным корпусом двухконтурного турбореактивного двигателя (вид Б на фиг. 3).FIG. 1 shows a two-circuit turbojet engine with a fan support; in fig. 2 - fan support with first and second bearings (view A in Fig. 1); in fig. 3 - connection of the housing of the first bearing with the intermediate housing of the by-pass turbojet engine (view B in Fig. 3).

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит статор 1, закрепленный на промежуточном корпусе двигателя 2, и ротор вентилятора 3 с валом 4. Ротор вентилятора 3 поддерживается первым радиально-упорным шариковым подшипником 5 с корпусом 6 и вторым радиальным роликовым подшипником 7 с корпусом 8 с обеспечением регламентированных радиальных зазоров между торцами лопаток ротора 3 и статора 1 вентилятора, а корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2. Опора вентилятора имеет масляную полость 9. Корпус 6 первого подшипника 5 снабжен фланцем 10, который зафиксирован в расточке 11 промежуточного корпуса в осевом направлении с помощью прижимного фланца 12, закрепленного винтами 13 в промежуточном корпусе 2. В радиальном направлении фланец 10 зафиксирован в расточке 11 срезными штифтами 14 («Слабое Звено») с обеспечением радиального зазора 15 между наружной цилиндрической поверхностью фланца 10 корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки 11. Фланец 10 центрируют с помощью штифтов 14 с обеспечением плотности стыков по поверхностям 16, при этом оси штифтов 14 и винтов 13 параллельны оси вращения ротора вентилятора 3. Уплотнение масляной полости 9 опоры по сопрягаемым поверхностям фланца 10 корпуса 6 первого подшипника 5 с промежуточным корпусом 2 осуществляют упругим кольцом 17.A two-circuit turbojet engine contains a stator 1, fixed on the intermediate casing of the engine 2, and a fan rotor 3 with a shaft 4. The fan rotor 3 is supported by a first angular contact ball bearing 5 with a casing 6 and a second radial roller bearing 7 with a casing 8 providing regulated radial clearances between the ends of the blades of the rotor 3 and the stator 1 of the fan, and the bearing housings 6 and 8 are fixed on the intermediate casing 2. The fan support has an oil cavity 9. The casing 6 of the first bearing 5 is equipped with a flange 10, which is fixed in the bore 11 of the intermediate casing in the axial direction by clamping flange 12, fixed with screws 13 in the intermediate casing 2. In the radial direction, the flange 10 is fixed in the bore 11 with shear pins 14 ("Weak Link") providing a radial clearance 15 between the outer cylindrical surface of the flange 10 of the first bearing housing and the inner cylindrical surface of the bore 11 ... The flange 10 is centered by means of pins 14 to ensure the tightness of joints along the surfaces 16, while the axes of the pins 14 and screws 13 are parallel to the axis of rotation of the fan rotor 3. Sealing of the oil cavity 9 of the support along the mating surfaces of the flange 10 of the housing 6 of the first bearing 5 with the intermediate housing 2 is carried out elastic ring 17.

При изготовлении ротора вентилятора 3 с валом 4 выполняют его динамическую балансировку на подшипниках 5 и 7 с целью минимизации динамических нагрузок на подшипники при штатной его работе в составе двухконтурного турбореактивного двигателя. При сборке двухконтурного турбореактивного двигателя выполняют контроль соосности посадочных мест под подшипники 5 и 7 в их корпусах 6 и 8, закрепленных на промежуточном корпусе 2. Таким образом, обеспечивают совмещение центра масс ротора вентилятора 3 и вала 4 с осью его вращения в составе вентилятора двигателя и расчетный уровень осевого и радиальных усилий на подшипники 5 и 7 при штатной работе двухконтурного турбореактивного двигателя.When manufacturing the rotor of the fan 3 with the shaft 4, it is dynamically balanced on bearings 5 and 7 in order to minimize the dynamic loads on the bearings during its normal operation as part of a by-pass turbojet engine. When assembling a two-circuit turbojet engine, the alignment of the seats for bearings 5 and 7 in their housings 6 and 8, fixed on the intermediate casing 2, is monitored. Thus, the center of mass of the rotor of the fan 3 and the shaft 4 is aligned with the axis of its rotation as part of the engine fan and calculated level of axial and radial forces on bearings 5 and 7 during normal operation of a bypass turbojet engine.

В случае обрыва лопатки ротора вентилятора 3 в результате воздействия случайных эксплуатационных факторов, которыми являются полетные режимы с максимальной скоростью потока воздуха, поступающего в вентилятор и максимальной частотой вращения его ротора, происходит следующее:In the event of a break in the fan rotor blade 3 as a result of the impact of random operating factors, which are flight modes with the maximum air flow rate entering the fan and the maximum rotational speed of its rotor, the following occurs:

- оборвавшаяся лопатка оказывает динамическое силовое воздействие на статор вентилятора 1, усилие со статора 1 через промежуточный корпус 2 двухконтурного турбореактивного двигателя передается на узлы его подвески в мотогондоле летательного аппарата (не показаны),- a broken blade has a dynamic force effect on the stator of the fan 1, the force from the stator 1 through the intermediate casing 2 of the bypass turbojet engine is transmitted to its suspension units in the engine nacelle of the aircraft (not shown),

- ротор вентилятора 3 без рабочей лопатки становится динамически неуравновешенным, так как центр его масс не совпадает с осью вращения его вала 4 в подшипниках 5 и 7; лопатки вращающегося ротора вентилятора 3 вступают в контакт со статором 1 и при этом частично разрушаются;- the rotor of the fan 3 without a rotor blade becomes dynamically unbalanced, since its center of mass does not coincide with the axis of rotation of its shaft 4 in bearings 5 and 7; the blades of the rotating rotor of the fan 3 come into contact with the stator 1 and are partially destroyed;

- усилия, действующие на подшипники 5 и 7 резко и значительно возрастают, что ведет к динамическому нагружению их корпусов 6 и 8, а также мест их крепления на промежуточном корпусе 2 - в первую очередь корпуса 6 первого радиально-упорного шарикового подшипника 5, фланец 10 которого закреплен в промежуточном корпусе 2 винтами 13 с помощью прижимного фланца 12 и штифтов 14 расточке 11;- the forces acting on the bearings 5 and 7 sharply and significantly increase, which leads to dynamic loading of their housings 6 and 8, as well as their attachment points on the intermediate housing 2 - first of all, the housing 6 of the first angular contact ball bearing 5, flange 10 which is fixed in the intermediate housing 2 with screws 13 by means of a clamping flange 12 and pins 14 to a bore 11;

- под действием динамического радиального усилия происходит срезание штифтов 14 по плоскостям поверхностей 16, что обеспечивает возможность смещения корпуса 6 с подшипником 5 в радиальном направлении на величину зазора 15 и тем самым значительно снижает величину радиального усилия от подшипника 5, передающегося через промежуточный корпус 2 двигателя на узлы его подвески;- under the action of a dynamic radial force, the pins 14 are sheared along the planes of the surfaces 16, which makes it possible to displace the housing 6 with the bearing 5 in the radial direction by the amount of the gap 15 and thereby significantly reduce the value of the radial force from the bearing 5 transmitted through the intermediate housing 2 of the engine by nodes of its suspension;

- осевое усилие при этом постоянно воспринимается прижимным фланцем 12, закрепленным винтами крепления 13 в промежуточном корпусе, и, соответственно, передается через промежуточный корпус 2 двигателя на узлы его подвески,- the axial force in this case is constantly perceived by the clamping flange 12, fixed by the fastening screws 13 in the intermediate casing, and, accordingly, is transmitted through the intermediate casing 2 of the engine to its suspension units,

- при этом герметичность масляной полости 9 опоры обеспечивает упругое кольцо 17, посредством которого уплотнены фланец 10 корпуса первого подшипника и расточка 11 промежуточного корпуса;- in this case, the tightness of the oil cavity 9 of the support is provided by an elastic ring 17, by means of which the flange 10 of the housing of the first bearing and the bore 11 of the intermediate housing are sealed;

- после выключения подачи топлива в камеру сгорания двигателя происходит снижение частоты вращения ротора вентилятора до режима авторотации.- after turning off the fuel supply to the engine combustion chamber, the fan rotor speed decreases to the autorotation mode.

Таким образом, предлагаемая конструкции опоры ротора вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя исключает смещение ротора в осевом направлении и обеспечивает возможность смещения первого радиально-упорного шарикового подшипника его опоры в радиальном направлении без нарушения герметичности масляной полости, что минимизирует значительные разрушения конструкции двигателя при обрыве лопатки ротора его вентилятора.Thus, the proposed design of the fan rotor support of a dual-circuit turbojet engine excludes the displacement of the rotor in the axial direction and provides the possibility of displacement of the first angular contact ball bearing of its support in the radial direction without breaking the tightness of the oil cavity, which minimizes significant destruction of the engine structure when the rotor blade of its fan breaks. ...

Claims (1)

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий ротор вентилятора с валом, поддерживаемым первым радиально-упорным шариковым и вторым радиальным роликовым подшипниками, установленными в соответствующих корпусах, закрепленных на промежуточном корпусе двигателя, отличающийся тем, что корпус первого подшипника снабжен фланцем, который зафиксирован в расточке промежуточного корпуса в осевом направлении прижимным фланцем, а в радиальном направлении - срезными штифтами с обеспечением радиального зазора между наружной цилиндрической поверхностью фланца корпуса первого подшипника и внутренней цилиндрической поверхностью расточки, при этом оси срезных штифтов ориентированы параллельно оси вращения ротора вентилятора, а фланец корпуса первого подшипника и расточка промежуточного корпуса уплотнены между собой упругим кольцом.A two-circuit turbojet engine containing a fan rotor with a shaft supported by the first angular contact ball and second radial roller bearings installed in the corresponding housings fixed on the intermediate housing of the engine, characterized in that the housing of the first bearing is equipped with a flange that is fixed in the bore of the intermediate housing in in the axial direction with the clamping flange, and in the radial direction - with shear pins providing a radial clearance between the outer cylindrical surface of the flange of the first bearing housing and the inner cylindrical surface of the bore, while the axes of the shear pins are oriented parallel to the rotation axis of the fan rotor, and the flange of the first bearing housing and the intermediate bore the housings are sealed together with an elastic ring.
RU2019130358A 2019-09-24 2019-09-24 Double-flow turbine jet engine RU2730565C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019130358A RU2730565C1 (en) 2019-09-24 2019-09-24 Double-flow turbine jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019130358A RU2730565C1 (en) 2019-09-24 2019-09-24 Double-flow turbine jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2730565C1 true RU2730565C1 (en) 2020-08-24

Family

ID=72237987

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019130358A RU2730565C1 (en) 2019-09-24 2019-09-24 Double-flow turbine jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2730565C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU219756U1 (en) * 2023-06-08 2023-08-03 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) FAN BEARING SUPPORT HOUSING

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060110244A1 (en) * 2004-11-19 2006-05-25 Snecma Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device
FR2888621A1 (en) * 2005-07-15 2007-01-19 Snecma Bearing support retaining device for turbomachine e.g. twin-spool turbine, has cables disposed parallel to fusible screw, fixed to bearing supports, and each comprising downstream and upstream ends housed in corresponding troughs
RU2303704C2 (en) * 2001-10-31 2007-07-27 Снекма Мотер Breakable connecting system for fan shaft of turbojet engine
RU2328627C2 (en) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Break releaser
EP2071138A1 (en) * 2007-12-14 2009-06-17 Snecma Device for uncoupling a bearing support having double centring

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2303704C2 (en) * 2001-10-31 2007-07-27 Снекма Мотер Breakable connecting system for fan shaft of turbojet engine
RU2328627C2 (en) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Break releaser
US20060110244A1 (en) * 2004-11-19 2006-05-25 Snecma Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device
FR2888621A1 (en) * 2005-07-15 2007-01-19 Snecma Bearing support retaining device for turbomachine e.g. twin-spool turbine, has cables disposed parallel to fusible screw, fixed to bearing supports, and each comprising downstream and upstream ends housed in corresponding troughs
EP2071138A1 (en) * 2007-12-14 2009-06-17 Snecma Device for uncoupling a bearing support having double centring

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU219756U1 (en) * 2023-06-08 2023-08-03 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) FAN BEARING SUPPORT HOUSING

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6109022A (en) Turbofan with frangible rotor support
US7195444B2 (en) Turbomachine with a decoupling device common to first and second bearings of its drive shaft, compressor comprising the decoupling device and decoupling device
RU2382886C2 (en) Turbomachine with rotor axial clamp
JP2016148323A (en) Method of starting gas turbine engine
US6073439A (en) Ducted fan gas turbine engine
US6098399A (en) Ducted fan gas turbine engine
US8167531B2 (en) Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances
EP1191191B1 (en) Bearing assembly for a gas turbine engine
US6009701A (en) Ducted fan gas turbine engine having a frangible connection
US7404678B2 (en) Rotor recentering after decoupling
US20150023785A1 (en) Coupling for directly driven compressor
US6079200A (en) Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection
JP4005020B2 (en) Sealing method and apparatus for gas turbine shaft
US7367774B2 (en) System for protecting a main shaft of an engine having a fusible bearing
JP3790056B2 (en) Turbomachine with mutual braking of concentric shafts
US10760617B2 (en) Bearing device for load reduction
JP2013500899A (en) Hub for propeller with variable pitch blades
US4503667A (en) Turbine overspeed limiter for turbomachines
RU2730565C1 (en) Double-flow turbine jet engine
JP2012233474A (en) Turbine engine and load reduction device thereof
WO2014100553A1 (en) Turbine disc with reduced neck stress concentration
US11215076B2 (en) Bearing device for load reduction
RU193789U1 (en) Turbofan turbofan engine rotor support system
US11408304B2 (en) Gas turbine engine bearing housing
RU2514527C1 (en) Turbo machine rotor elastically damping bearing assembly