RU2761506C2 - Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель - Google Patents

Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2761506C2
RU2761506C2 RU2018131434A RU2018131434A RU2761506C2 RU 2761506 C2 RU2761506 C2 RU 2761506C2 RU 2018131434 A RU2018131434 A RU 2018131434A RU 2018131434 A RU2018131434 A RU 2018131434A RU 2761506 C2 RU2761506 C2 RU 2761506C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fan
branch
connecting wall
disk
turbojet engine
Prior art date
Application number
RU2018131434A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018131434A3 (ru
RU2018131434A (ru
Inventor
Стефан БУА
Арно АККАРИ
Клод ДЕЖОН
Бенжамин КИЭНЕР-КАЛВЕ
Жульен ФОЛЛЬ
Александр ТАН-КИМ
Бенжамин ПЕТАР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018131434A publication Critical patent/RU2018131434A/ru
Publication of RU2018131434A3 publication Critical patent/RU2018131434A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2761506C2 publication Critical patent/RU2761506C2/ru

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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/025—Fixing blade carrying members on shafts
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/60—Shafts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к диску вентилятора турбореактивного двигателя, через который протекает поток газов в одном направлении протекания. Диск имеет радиальное сечение в виде шпильки, содержащее первую ветвь, выполненную с возможностью крепления на приводном валу турбореактивного двигателя и содержащую внутреннюю обечайку, и вторую ветвь, расположенную напротив первой ветви и выполненную с возможностью установки на ней множества лопаток вентилятора, и криволинейную соединительную стенку, расположенную между первой ветвью и второй ветвью. Радиальное сечение соединительной стенки является по существу прямым между внутренней обечайкой и промежуточной зоной соединительной части, смежной со второй ветвью, а затем становится криволинейной в зоне, смежной со второй ветвью, при этом вогнутость криволинейной зоны обращена в сторону выхода по направлению протекания газов. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивных двигателей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области газотурбинных установок и, в частности, к области турбореактивных двигателей, содержащих вентилятор, неподвижно соединенный с приводным валом.
Уровень техники
Турбореактивный двигатель 1 обычно содержит гондолу, которая образует отверстие для впуска определенного воздушного потока непосредственно в двигатель. Турбореактивный двигатель содержит одну или несколько секций сжатия воздуха, поступающего в двигатель (как правило, секцию 2 низкого давления и секцию высокого давления). Сжатый воздух поступает в камеру сгорания и смешивается с топливом, после чего сгорает в этой камере. Затем горячие газообразные продукты сгорания расширяются на различных ступенях турбины (как правило, в секции низкого давления и в секции высокого давления).
Пример известных вентилятора 3’ и компрессора 2 низкого давления представлен на фиг. 3.
Вентилятор 3’ содержит диск 10’ вентилятора, оснащенный на своей периферии лопатками 3a’, которые во время вращения засасывают воздух в турбореактивный двигатель. Диск 10’ вентилятора установлен на приводном валу компрессора 2’ низкого давления, который центрован по оси турбореактивного двигателя при помощи ряда опорных подшипников, установленных на опорных деталях, соединенных с неподвижной конструкцией турбореактивного двигателя.
Компрессор 2’ низкого давления содержит неподвижные лопатки, неподвижно соединенные с разделительным корпусом, и подвижные лопатки, неподвижно соединенные с приводным барабаном 4 (известным специалисту под английским названием “booster”), для сжатия потока первого контура, проходящего от входа к выходу в турбореактивном двигателе. Кроме того, приводной барабан 4 закреплен, например, за диском 10’ вентилятора при помощи болтового соединения и приводится во вращение диском 10’ вентилятора вокруг оси турбореактивного двигателя.
Следовательно, диск вентилятора должен обеспечивать возможность работы приводного барабана, то есть должен быть достаточно гибким, чтобы гарантировать удержание на месте приводного барабана и контролировать его радиальное поведение для обеспечения зазоров в вершине лопаток, и в то же время достаточно жестким, чтобы удовлетворять критерию потери лопатки вентилятора (или “Fan Blade Out” на английском языке).
Действительно, во время работы может случайно произойти срыв лопатки 3а вентилятора. В результате возникает серьезный дисбаланс на приводном валу 2 вентилятора 3, что приводит к нагрузкам и вибрациям на опорных подшипниках, передаваемым их опорными деталями на неподвижную конструкцию турбореактивного двигателя.
Чтобы рассчитать параметры для менее тяжелой и менее дорогой конструкции турбореактивного двигателя, в известных документах, например, FR 2,831,624 и FR 2,752,024, предусмотрен турбореактивный двигатель с разъединителем, содержащий систему отсоединения одного или нескольких опорных подшипников. Таким образом, при появлении дисбаланса на приводному валу усилия дисбаланса преобразуются в продольные усилия опорной деталью опорного подшипника. Однако, поскольку диск вентилятора закреплен на приводном валу при помощи фланцевого соединения 5’ посредством болтов, нагрузки, которые проходят через диск вентилятора и через приводной вал, становятся очень большими на уровне соединения в случае разъединения. Такое крепление при помощи болтов оказывается не достаточно жестким, чтобы выдерживать нагрузки, появляющиеся при потере лопатки.
Было также предложено изменить форму диска вентилятора. Однако эти формы являются громоздкими и тяжелыми и/или не позволяют соблюдать требования гибкости и жесткости, чтобы одновременно обеспечивать возможность работы приводного барабана и выдерживать нагрузки.
В документе US 2012/0275921 предложен диск вентилятора, охарактеризованный в ограничительной части пункта 1 формулы изобретения. Однако конфигурация этого диска имеет большие габариты и массу.
В документе ЕР 1 970 537, поданном на имя заявителя, описан диск вентилятора, содержащий соединительную стенку, расположенную радиально относительно оси турбореактивного двигателя. Однако такая ориентация соединительной стенки приводит к концентрации нагрузок в локальной зоне диска вентилятора, что ограничивает стойкость диска к нагрузкам, в частности, при потере лопатки.
Раскрытие изобретения
Изобретение призвано предложить диск вентилятора, который является достаточно гибким для обеспечения возможности работы приводного барабана и в то же время достаточно жестким, чтобы выдерживать нагрузки, возникающие при потере одной или нескольких лопаток вентилятора, который при этом имеет небольшие габариты и массу даже в случае турбореактивного двигателя, содержащего систему разъединения.
В связи с этим изобретением предложен диск вентилятора для турбореактивного двигателя, в котором проходит поток газов в одном направлении протекания, при этом диск имеет радиальное сечение в виде шпильки, содержащее:
- первую ветвь, выполненную с возможностью крепления на приводном валу турбореактивного двигателя,
- вторую ветвь, расположенную напротив первой ветви и выполненную с возможностью установки на ней множества лопаток вентилятора, и
- криволинейную соединительную стенку, расположенную между первой ветвью и второй ветвью.
Эта форма в виде шпильки позволяет сделать более гибким соединение между диском вентилятора и входной частью линии вала и улучшить динамическую работу системы во время аварии, такой как потеря лопатки. В данном случае это выражается значительным снижением нагрузок в выходных конструкциях и существенным уменьшением радиальных смещений диска вентилятора.
Диск вентилятора имеет также следующие предпочтительные, но неограничивающие признаки:
- первая ветвь содержит внутреннюю обечайку, внутренняя сторона которой оснащена рядом шлицев вентилятора, при этом указанные шлицы вентилятора выполнены с возможностью взаимодействия с соответствующими приводными шлицами приводного вала,
- внутренняя обечайка дополнительно содержит центровочный узел, выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим центровочным узлом приводного вала для повышения стойкости первой ветви к радиальным нагрузкам,
- входной край по направлению протекания газов внутренней обечайки смещен в осевом направлении относительно входного края второй ветви, и соединительная стенка расположена между входным краем внутренней обечайки и входным краем второй ветви,
- соединительная стенка имеет изменяющееся радиальное сечение с наклоном в сторону входа между первой ветвью и второй ветвью,
- радиальное сечение соединительной стенки является криволинейным в зоне, смежной со второй ветвью, при этом вогнутость кривой линии обращена в сторону выхода по направлению протекания газов,
- вторая ветвь содержит выемку, выполненную во внутренней стороне на уровне ее сопряжения с соединительной стенкой,
- диск вентилятора дополнительно содержит углубление во входной стороне по направлению протекания газов на уровне сопряжения между второй ветвью и соединительной стенкой таким образом, что входная сторона диска вентилятора имеет окружную линию перегиба между углублением и соединительной стенкой, и
- диск вентилятора дополнительно содержит демонтажный и удерживающий выступ, проходящий радиально внутрь от соединительной стенки и выполненный с возможностью взаимодействия с гайкой, закрепленной на приводном валу, для осевой блокировки диска вентилятора.
Изобретением предложен также турбореактивный двигатель, содержащий приводной вал и описанный выше диск вентилятора, закрепленный на приводному валу через свою первую ветвь и выполненный с возможностью установки на нем множества лопаток вентилятора, при этом вторая ветвь диска вентилятора может содержать по существу гладкое отверстие.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 схематично показана часть турбореактивного двигателя в соответствии с примером осуществления изобретения, частичный вид в разрезе;
на фиг. 2 схематично показана часть диска вентилятора, изображенного на фиг. 1, вид в разрезе;
на фиг. 3 схематично показана часть известного турбореактивного двигателя, вид в разрезе.
Осуществление изобретения
От входа к выходу по направлению протекания газа турбореактивный двигатель 1 содержит вентилятор 3, одну или несколько ступеней компрессоров 2, одну или несколько ступеней турбин и сопло выпуска газов.
Вентилятор 3 содержит диск 10 вентилятора, оснащенный лопатками 3а на своей периферии, которые во время своего вращения засасывают воздух в турбореактивный двигатель 1. Диск 10 вентилятора установлен на приводном валу 20 компрессора 2 низкого давления, который центрован по оси турбореактивного двигателя 1 при помощи ряда опорных подшипников Р1, Р2, установленных на опорных деталях, соединенных с неподвижной конструкцией турбореактивного двигателя 1.
Компрессор 2 низкого давления содержит неподвижные лопатки 2а, жестко соединенные с разделительным корпусом, и подвижные лопатки 2b, жестко соединенные с приводным барабаном 4 (или “booster”), для сжатия потока газа первого контура, проходящего от входа к выходу в турбореактивном двигателе 1. Кроме того, приводной барабан 4 закреплен на диске 10 вентилятора при помощи болтового соединения 41 и приводится во вращение диском 10 вентилятора вокруг оси турбореактивного двигателя 1.
Диск 10 вентилятора имеет в основном кольцевую форму и радиальное сечение в виде шпильки, содержащее:
- первую ветвь 12, выполненную с возможностью крепления на приводном валу 20 турбореактивного двигателя 1,
- вторую ветвь 16, расположенную напротив первой ветви 12 и выполненную с возможностью установки на ней множества лопаток 3а вентилятора, и
- криволинейную соединительную стенку 14, расположенную между первой ветвью 12 и второй ветвью 16.
Эта форма в виде шпильки позволяет сделать более гибким соединение между диском 10 вентилятора и входной частью линии вала и улучшить динамическую работу системы во время аварии, такой как потеря лопатки. В данном случае это выражается значительным снижением нагрузок в выходных конструкциях турбореактивного двигателя 1 и существенным уменьшением радиальных смещений диска 10 вентилятора.
Первая ветвь 12 содержит внутреннюю обечайку 121, которая центрована по оси турбореактивного двигателя 1 и внутренняя сторона которой выполнена с возможностью крепления на входном свободном конце 201 приводного вала 20. Для этого внутренняя сторона внутренней обечайки 121 оснащена рядом шлицев 122 вентилятора, проходящих в продольном направлении вдоль оси турбореактивного двигателя 1 и выполненных с возможностью взаимодействия с соответствующими приводными шлицами 202 приводного вала 20.
Шлицы (приводные шлицы 202 и шлицы 122 вентилятора) предназначены для передачи усилий от приводного вала 20 на остальную часть диска 10 вентилятора, чтобы приводить во вращение диск 10 вентилятора и лопатки 3а вентилятора, а также приводной барабан 4 (booster). Они позволяют повысить жесткость первой ветви 12 диска 10 вентилятора для обеспечения прохождения крутящего момента между приводным валом 20 и диском 10 вентилятора и образуют прочное соединение, которое может выдерживать нагрузки в результате потери лопатки 3а вентилятора. Действительно, такое соединение при помощи шлицев 202, 122 является более надежным, чем болтовое соединение, поэтому диск 10 вентилятора лучше выдерживает нагрузки, связанные с возможной потерей лопатки 3а вентилятора.
Для улучшения стойкости первой ветви 12 к радиальным (относительно оси Х) нагрузкам турбореактивный двигатель 1 может дополнительно содержать устройства центровки внутренней обечайки 121 по отношению к приводному валу 20, выполненные с возможностью удержания обечайки 121 в положении в радиальном направлении на приводном валу 20. В частности, центровочные устройства могут представлять собой выходной центровочный узел 123, 203 и/или входной центровочный узел 124, 204. Выходной центровочный узел может содержать кольцевой выступ 203, который выполнен радиально от приводного вала 20 в зоне, смежной с выходным концом приводных шлицев 202, и на который может опираться выходной край 123 внутренней обечайки 121. Входной центровочный узел может содержать кольцевой паз 204, центрованный по оси Х, который выполнен на приводном валу 20 в зоне, смежной с входным концом приводных шлицев 202, и в который может заходить соответствующая нервюра, выступающая в радиальном направлении от входного края 125 внутренней обечайки 121.
Турбореактивный двигатель 1 может также содержать гайку 22, выполненную с возможностью крепления на приводном валу 20 для удержания внутренней обечайки в положении в осевом направлении относительно приводного вала 20. Например, гайка 22 может быть установлена в положении упора в выступающую нервюру 124 входного центровочного узла 124, 204 и может действовать осевым усилием на указанную нервюру 124. Факультативно, между нервюрой 124 и приводными шлицами 202 можно расположить регулировочную прокладку 24 для регулировки осевого положения внутренней обечайки 121 в зависимости от зазоров в вершине лопаток приводного барабана 4.
Диск 10 вентилятора может дополнительно содержать кольцевой выступ 18, проходящий радиально внутрь от соединительной стенки 14 в направлении приводного вала, опираясь на гайку, и выполненный с возможностью предупреждения разъединения диска 10 вентилятора и гайки 22 в случае потери лопатки 3а вентилятора. Например, выступ 18 может быть выполнен от входной стороны 141 соединительной стенки 14 в зоне, смежной с внутренней обечайкой 121. В данном случае выступ 18 выполнен смежно с выступающей нервюрой 124 входного центровочного узла 124, 204. Предпочтительно выступ 18 облегчает также снятие диска 10 вентилятора с приводного вала 20.
Шлицы 122, 202, центровочные узлы 123, 203, 124, 204 и гайка 22 образуют вместе шлицевое соединение, которое может выдерживать соответственно поперечные (вращение вокруг оси), радиальные и осевые нагрузки.
Вторая ветвь 16 или кольцо диска 10 вентилятора предназначено для установки на нем и удержания в положении множества лопаток 3а вентилятора, проходящих радиально от наружной стороны кольца 16.
Как правило, лопатки 3а вентилятора выполнены из металлического материала, который делает их относительно массивными и часто требует применения одной или нескольких систем балансировки (известных также под названием «груш»), выполненных радиально от внутренней стороны кольца 16 с возможностью компенсации центробежных усилий, которыми действуют металлические лопатки на диск 10 вентилятора. Пример системы балансировки показан, в частности, на фиг. 3.
Однако, чтобы уменьшить общую массу вентилятора 3, лопатки 3а вентилятора турбореактивного двигателя 1 выполнены менее массивными, чем известные металлические лопатки. Например, лопатки 3а вентилятора можно выполнить из композиционного материала. Предпочтительно в этом случае отверстие кольца 16 может быть в основном гладким (то есть не имеет таких систем балансировки). Действительно, в этом случае нет необходимости в системах балансировки, так как центробежные силы, появляющиеся при вращении лопаток 3а, являются менее значительными, что позволяет существенно уменьшить габарит диска 10 вентилятора. Таким образом, выполнение менее массивных лопаток 3а вентилятора, таких как лопатки из композиционного материала, позволяет компенсировать габарит, связанный со шлицевым соединением.
Диск 10 вентилятора с радиальным сечением в виде шпильки дополнительно содержит криволинейную соединительную стенку 14, выполненную с возможностью соединения внутренней обечайки 121 и кольца 16. Первая ветвь 12, соединительная стенка 14 и вторая ветвь 16 предпочтительно выполнены в виде единой детали.
Соединительная стенка 14 имеет кольцевую форму и центрована по оси Х турбореактивного двигателя 1. Ее радиальное сечение имеет наклон в сторону входа между первой ветвью 12 и второй ветвью 16 и образует не равный нулю угол с радиальным направлением, перпендикулярным к оси Х. Такая соединительная стенка 14 придает гибкость диску 10 вентилятора между кольцом 16 и внутренней обечайкой 121, что позволяет обеспечивать возможность работы приводного барабана 4.
В примере осуществления, представленном на фигурах, соединительная стенка 14 проходит между зоной, смежной с входным краем 125 внутренней обечайки 121, и зоной, смежной с входным краем 161 кольца 16. В частности, в данном случае входной край 125 внутренней обечайки 121 смещен в осевом направлении относительно входного края 161 кольца 16 вдоль оси Х турбореактивного двигателя 1, поэтому соединительная стенка 14 имеет наклон между входным краем 125 внутренней обечайки 121 и входным краем 161 кольца 16.
Кроме того, радиальное сечение соединительной стенки 14 меняется между внутренней обечайкой 121 и кольцом 16, то есть не является постоянным, чтобы выдерживать нагрузки от центробежных усилий и от усилий изгиба. Например, радиальное сечение соединительной стенки 14 может быть по существу прямым между внутренней обечайкой 121 и промежуточной зоной соединительной части 14, смежной с кольцом 16, затем становится криволинейным в зоне 143, смежной с кольцом 16, при этом вогнутость кривой линии 143 обращена в сторону выхода.
Внутренняя сторона 162 кольца 16 может содержать выемку 163, ограниченную стенкой, которая расположена в продолжении вогнутой выходной стороны 142 соединительной стенки 14 таким образом, чтобы на уровне сопряжения между соединительной стенкой 14 и кольцом 16 диск 10 вентилятора имел карман в основном закругленной формы. Эта выемка позволяет уменьшить массу диска 10 вентилятора, не создавая при этом ослабленных зон и не снижая механической прочности диска 10 вентилятора. Ее можно получить непосредственно в процессе литья вместе с остальной частью диска 10 вентилятора или посредством механической обработки внутренней стороны кольца 16.
Кроме того, входная сторона 101 диска 10 вентилятора может содержать углубление 15 на уровне сопряжения между кольцом 16 и соединительной стенкой 14. Учитывая, что соединительная стенка 14 имеет наклон между внутренней обечайкой 121 и кольцом 16, входная сторона 101 диска 10 вентилятора имеет окружную линию перегиба между углублением 15 и соединительной стенкой 14, что выражается в изменении вогнутости. Так, в примере осуществления, показанном на фиг. 2, углубление 15 является криволинейным и сплошным с вогнутостью, обращенной в сторону входа. Его можно получить непосредственно в процессе литья вместе с остальной частью диска 10 вентилятора или посредством механической обработки входной стороны 101 диска 10 вентилятора.
Такое углубление 15 позволяет оптимизировать напряжения в случае потери лопатки 3а вентилятора, локально придавая гибкость диску 10 вентилятора, и улучшает распределение напряжений. Кроме того, углубление 15 позволяет отделить тангенциальные напряжения в кольце 16 от напряжений изгиба соединительной стенки 14 и ограничить таким образом, любое дополнительное ослабление, которое может быть связано с биаксиальными напряжениями.
Чтобы лучше противостоять нагрузкам от центробежных усилий и от усилий изгиба, предпочтительно толщина диска 10 вентилятора меняется между внутренней обечайкой 12 и кольцом 16. В примере осуществления, представленном на фиг. 2, радиальная толщина диска 10 вентилятора является незначительной на уровне зоны опоры выходного края 123 внутренней обечайки 12 на кольцевой выступ 203. Таким образом, в этой зоне 123 диск 10 вентилятора является относительно гибким, что позволяет легко сажать его на приводные шлицы 122. Гибкость этого выходного края 123 улучшает также центровку диска 10 вентилятора относительно приводного вала 20.
Затем радиальная толщина диска 10 вентилятора увеличивается в направлении входного края 125 внутренней обечайки 121 до нервюры 124 и выступа 18, находящегося на уровне сопряжения между внутренней обечайкой 121 и соединительной стенкой 14. Входная 141 и выходная 142 стороны соединительной стенки 14 имеют наклон радиально наружу к входу диска 10 вентилятора и постепенно сходятся в направлении кольца 16 до криволинейной части 143 соединительной стенки 14. Наконец, на уровне этой криволинейной части 143 соединительная стенка 14 расширяется в осевом направлении, образуя на входе углубление 15 и на выходе выемку 163. Что касается кольца 16, то оно имеет в основном постоянное радиальное сечение между своим входным краем 161 и выемкой 163.
Диск 10 вентилятора является достаточно жестким, благодаря своей внутренней обечайке 121 и шлицевому соединению (шлицы 122, 202 и факультативно центровочные устройства и гайка 22), чтобы передавать крутящий момент от приводного вала 20 на лопатки 3а вентилятора и на приводной барабан 4 и чтобы выдерживать нагрузки, связанные с возможной потерей лопатки 3а вентилятора. Кроме того, выполнение изменяющейся соединительной стенки 14, наклоненной относительно оси турбореактивного двигателя 1, позволяет придать диску 10 достаточную гибкость для обеспечения возможности работы приводного барабана 4. Наконец, изменение толщины соединительной стенки 14, в частности, на уровне углубления 15 или выемки 163, позволяет уменьшить общую массу диска 10 вентилятора и оптимизировать напряжения в диске 10 вентилятора.

Claims (16)

1. Диск (10) вентилятора турбореактивного двигателя (1), через который протекает поток газов в одном направлении протекания, отличающийся тем, что имеет радиальное сечение в виде шпильки, содержащее:
первую ветвь (12), выполненную с возможностью крепления на приводном валу (20) турбореактивного двигателя (1) и содержащую внутреннюю обечайку (121),
вторую ветвь (16), расположенную напротив первой ветви (12) и выполненную с возможностью установки на ней множества лопаток (3а) вентилятора, и
криволинейную соединительную стенку (14), расположенную между первой ветвью (12) и второй ветвью (16),
при этом радиальное сечение соединительной стенки (14) является по существу прямым между внутренней обечайкой (121) и промежуточной зоной соединительной части (14), смежной со второй ветвью (16), а затем становится криволинейной в зоне (143), смежной со второй ветвью (16), при этом вогнутость криволинейной зоны (143) обращена в сторону выхода по направлению протекания газов.
2. Диск (10) вентилятора по п. 1, в котором внутренняя сторона внутренней обечайки (121) оснащена рядом шлицев (122) вентилятора, при этом указанные шлицы (122) вентилятора выполнены с возможностью взаимодействия с соответствующими приводными шлицами (202) приводного вала (20).
3. Диск (10) вентилятора по п. 2, в котором внутренняя обечайка (121) дополнительно содержит центровочный узел (123, 124), выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим центровочным узлом (203, 204) приводного вала (20) для повышения стойкости первой ветви (12) к радиальным нагрузкам.
4. Диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-3, в котором входной край (125) по направлению протекания газов внутренней обечайки (121) смещен в осевом направлении относительно входного края (161) второй ветви (16), и соединительная стенка (14) расположена между входным краем (125) внутренней обечайки (121) и входным краем (161) второй ветви (16).
5. Диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-4, в котором соединительная стенка (14) имеет изменяющееся радиальное сечение с наклоном в сторону входа между первой ветвью (12) и второй ветвью (16).
6. Диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-5, в котором вторая ветвь (16) содержит выемку (163), выполненную во внутренней стороне (162) на уровне ее сопряжения с соединительной стенкой (14).
7. Диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-6, дополнительно содержащий углубление (15) во входной стороне (101) по направлению протекания газов на уровне сопряжения между второй ветвью (16) и соединительной стенкой (14) так, что входная сторона (101) диска (10) вентилятора имеет окружную линию перегиба между углублением (15) и соединительной стенкой (14).
8. Диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-7, дополнительно содержащий демонтажный и удерживающий выступ (18), проходящий радиально внутрь от соединительной стенки (14) и выполненный с возможностью взаимодействия с гайкой (22), закрепленной на приводном валу (20), для осевой блокировки диска (10) вентилятора.
9. Турбореактивный двигатель (1), содержащий:
приводной вал (20) и
диск (10) вентилятора по одному из пп. 1-8, закрепленный на приводном валу (20) через свою первую ветвь (12) и выполненный с возможностью установки на нем множества лопаток (3а) вентилятора.
10. Турбореактивный двигатель (1) по п. 9, в котором вторая ветвь (16) диска (10) вентилятора содержит по существу гладкое отверстие.
RU2018131434A 2013-04-09 2014-03-28 Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель RU2761506C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1353177A FR3004227B1 (fr) 2013-04-09 2013-04-09 Disque de soufflante pour un turboreacteur
FR1353177 2013-04-09

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015147901A Division RU2668511C2 (ru) 2013-04-09 2014-03-28 Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018131434A RU2018131434A (ru) 2018-10-02
RU2018131434A3 RU2018131434A3 (ru) 2021-11-17
RU2761506C2 true RU2761506C2 (ru) 2021-12-08

Family

ID=48468607

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015147901A RU2668511C2 (ru) 2013-04-09 2014-03-28 Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
RU2018131434A RU2761506C2 (ru) 2013-04-09 2014-03-28 Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015147901A RU2668511C2 (ru) 2013-04-09 2014-03-28 Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10125630B2 (ru)
EP (2) EP2984349B1 (ru)
CN (2) CN108843410B (ru)
BR (1) BR112015025386B1 (ru)
CA (1) CA2908363C (ru)
FR (1) FR3004227B1 (ru)
RU (2) RU2668511C2 (ru)
WO (1) WO2014167209A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3048015B1 (fr) * 2016-02-19 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine, comprenant un pied aux concentrations de contrainte reduites
FR3057907B1 (fr) * 2016-10-24 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Ensemble a effet anti-usure pour turboreacteur
FR3066552B1 (fr) * 2017-05-22 2021-11-19 Safran Aircraft Engines Assemblage sur un arbre de turbomachine d'un disque aubage monobloc et d'un rotor de compresseur basse pression a au moins deux etages d'aubes mobiles
GB201800511D0 (en) * 2018-01-12 2018-02-28 Rolls Royce Plc Fan disc assembly
GB201800512D0 (en) * 2018-01-12 2018-02-28 Rolls Royce Plc Fan disc assembly
US11365630B1 (en) * 2020-12-28 2022-06-21 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Fan rotor with tapered drive joint

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
UA65619C2 (en) * 1999-12-20 2004-04-15 United Technologies Corp Turbine blade for gas-turbine engine, a gas-turbine part and methods to increase durability of those
RU74166U1 (ru) * 2007-12-17 2008-06-20 Открытое акционерное общество "Климов" Рабочее колесо турбины
US8287241B2 (en) * 2008-11-21 2012-10-16 Alstom Technology Ltd Turbine blade platform trailing edge undercut
US20120275921A1 (en) * 2011-04-28 2012-11-01 General Electric Company Turbine engine and load reduction device thereof

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5067877A (en) * 1990-09-11 1991-11-26 United Technologies Corporation Fan blade axial retention device
US5112193A (en) * 1990-09-11 1992-05-12 Pratt & Whitney Canada Fan blade axial retention device
FR2752024B1 (fr) 1996-08-01 1998-09-04 Snecma Support d'arbre cassant a l'apparition d'un balourd
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
FR2831624A1 (fr) 2001-10-31 2003-05-02 Snecma Moteurs Systeme decoupleur pour l'arbre d'une soufflante de turboreacteur
DE10218459B3 (de) * 2002-04-25 2004-01-15 Mtu Aero Engines Gmbh Verdichter in mehrstufiger Axialbauart
US6902376B2 (en) * 2002-12-26 2005-06-07 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge
US7121803B2 (en) * 2002-12-26 2006-10-17 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge
US6761536B1 (en) * 2003-01-31 2004-07-13 Power Systems Mfg, Llc Turbine blade platform trailing edge undercut
US6951447B2 (en) * 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
US7153102B2 (en) * 2004-05-14 2006-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Bladed disk fixing undercut
US7252481B2 (en) * 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
FR2875842B1 (fr) * 2004-09-28 2010-09-24 Snecma Moteurs Dispositif de limitation de survitesse de turbine dans une turbomachine
WO2006124617A2 (en) * 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (9FA+e, STAGE 1)
US7452188B2 (en) * 2005-09-26 2008-11-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Pre-stretched tie-bolt for use in a gas turbine engine and method
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7476085B2 (en) * 2006-05-12 2009-01-13 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (6FA+E, stage2)
US7594799B2 (en) * 2006-09-13 2009-09-29 General Electric Company Undercut fillet radius for blade dovetails
FR2913734B1 (fr) * 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
US8240042B2 (en) * 2008-05-12 2012-08-14 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Methods of maintaining turbine discs to avert critical bucket attachment dovetail cracks
FR2974864B1 (fr) * 2011-05-04 2016-05-27 Snecma Rotor de turbomachine avec moyen de retenue axiale des aubes
FR2974863B1 (fr) * 2011-05-06 2015-10-23 Snecma Disque de soufflante de turbomachine
US9169730B2 (en) * 2011-11-16 2015-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan hub design
US9169728B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-27 General Electric Company Dynamic load reduction system
US8408446B1 (en) * 2012-02-13 2013-04-02 Honeywell International Inc. Methods and tooling assemblies for the manufacture of metallurgically-consolidated turbine engine components
US9359905B2 (en) * 2012-02-27 2016-06-07 Solar Turbines Incorporated Turbine engine rotor blade groove
US20170074107A1 (en) * 2015-09-15 2017-03-16 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade disk stress reduction (9e.04, stage 2)

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
UA65619C2 (en) * 1999-12-20 2004-04-15 United Technologies Corp Turbine blade for gas-turbine engine, a gas-turbine part and methods to increase durability of those
RU74166U1 (ru) * 2007-12-17 2008-06-20 Открытое акционерное общество "Климов" Рабочее колесо турбины
US8287241B2 (en) * 2008-11-21 2012-10-16 Alstom Technology Ltd Turbine blade platform trailing edge undercut
US20120275921A1 (en) * 2011-04-28 2012-11-01 General Electric Company Turbine engine and load reduction device thereof

Also Published As

Publication number Publication date
CN105308332B (zh) 2017-09-08
RU2018131434A3 (ru) 2021-11-17
CA2908363A1 (fr) 2014-10-16
FR3004227A1 (fr) 2014-10-10
RU2015147901A (ru) 2017-05-15
CN108843410A (zh) 2018-11-20
BR112015025386A2 (pt) 2017-07-18
EP2984349B1 (fr) 2021-05-26
RU2015147901A3 (ru) 2018-03-26
EP3124795B1 (fr) 2018-12-26
FR3004227B1 (fr) 2016-10-21
US20160069207A1 (en) 2016-03-10
CN105308332A (zh) 2016-02-03
US10125630B2 (en) 2018-11-13
CN108843410B (zh) 2021-01-01
EP3124795A1 (fr) 2017-02-01
EP2984349A1 (fr) 2016-02-17
CA2908363C (fr) 2021-11-02
BR112015025386B1 (pt) 2022-01-25
RU2018131434A (ru) 2018-10-02
WO2014167209A1 (fr) 2014-10-16
RU2668511C2 (ru) 2018-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2761506C2 (ru) Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
CN107061017B (zh) 燃气涡轮发动机的具有形状记忆合金构件的转子支撑***
EP1903185B1 (en) Thermal and external load isolating impeller shroud
EP1900910B1 (en) Thrust bearing housing for a gas turbine engine
US10662776B2 (en) Assembly on a shaft of a turbomachine of a bladed rotor disc and of a rotor of a low pressure compressor having at least two mobile nozzle stages
US10190598B2 (en) Intermittent spigot joint for gas turbine engine casing connection
CN107044346B (zh) 高负载事件期间的轴承外座圈固位
US9133731B2 (en) Joint assembly
CA2884998C (en) Frangible mounting arrangement and method for providing same
US10443451B2 (en) Shroud housing supported by vane segments
EP2410152B1 (en) Fan case assembly and method for suspending a fan case
US10443448B2 (en) Propulsive assembly having decouplable casing portions
US10876427B2 (en) Turbine and turbocharger
US9856740B2 (en) Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine
CN111315961B (zh) 径向向心空气提取机构的支承装置
EP3647541B1 (en) Split vernier ring for turbine rotor stack assembly