опора турбины газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Опора турбины газотурбинного двигателя, содержащая внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток блоков соплового аппарата, с наружным корпусом турбины, отличающаяся тем, что на внутренних полках блоков соплового аппарата размещены полые опорные элементы с наружной сферической поверхностью, шарнирно установленные в ответные цилиндрические втулки, размещенные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, причем силовые спицы проходят внутри опорных элементов и цилиндрических втулок.

2. Опора по п.1, отличающаяся тем, что на спицах установлены упругие элементы.

3. Опора по п. 2, отличающаяся тем, что упругие элементы установлены со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам опор турбин газотурбинных двигателей.

Известна опора турбины газотурбинного двигателя (далее - ГТД), содержащая внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток соплового аппарата, с наружным корпусом турбины (Патент РФ № 2219360, 2003 г.).

При эволюциях самолета во время его полета действующие на двигатель гироскопический момент и осевая сила вызывают продольные и угловые перемещения внутреннего корпуса турбины относительно ее наружного корпуса, что может привести к заклиниванию подшипников и последующему их разрушению. Кроме того, при переходе с одного режима работы двигателя на другой возникает температурный градиент между элементами наружного и внутреннего корпусов турбины, приводящий к радиальным деформациям этих элементов.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение надежности работы опоры турбины газотурбинного двигателя за счет компенсации элементами опоры осевой нагрузки от внутреннего корпуса турбины с корпусом подшипника и радиального усилия на подшипник от гироскопического момента с роторов турбины с последующей их передачей на наружный корпус турбины при температурной развязке корпусов в радиальном направлении.

Технический результат достигается тем, что в опоре турбины ГТД, содержащей внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток соплового аппарата, с наружным корпусом турбины, на внутреннем кольце соплового аппарата закреплены полые опорные элементы со сферической поверхностью, шарнирно установленные в ответные цилиндрические втулки, закрепленные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, причем силовые спицы проходят внутри опорных элементов и цилиндрических втулок.

Кроме того, на спицах могут быть установлены упругие элементы, преимущественно со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины.

Благодаря наличию полых опорных элементов, закрепленных на внутреннем кольце соплового аппарата, установленных в цилиндрические втулки, закрепленные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, опора воспринимает осевую нагрузку с внутреннего корпуса турбины с корпусом подшипника и радиальное усилие на подшипник от гироскопического момента с роторов турбины, которые передаются через блоки лопаток соплового аппарата на наружный корпус турбины. Это позволяет увеличить жесткость конструкции в осевом направлении, что повышает надежность ее работы.

Благодаря выполнению наружной поверхности опорных элементов сферической и шарнирному соединению «опорный элемент - цилиндрическая втулка» обеспечивается угловое перемещение корпусов турбины относительно друг друга. Тем самым осуществляется температурная развязка корпусов турбины в радиальном направлении. Кроме того, возможность поворота сферической поверхности опорных элементов в цилиндрических втулках предохраняет соединение от перекосов при действии осевой силы, что снижает износ элементов соединения.

Размещение силовых спиц внутри полых опорных элементов и цилиндрических втулок обеспечивает компактность и надежность соединения, а также тепловую защиту силовым спицам. Кроме того, такое размещение не вызывает дополнительных нагрузок на элементы устройства.

При возникновении больших температурных градиентов в системе «внутренний корпус - силовые спицы - наружный корпус» на силовых спицах устанавливаются упругие элементы, которые позволяют в своих пределах радиальное смещение одного корпуса турбины относительно другого при различной температуре их нагрева. Установка упругих элементов со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины предпочтительна с точки зрения удобства эксплуатации и меньшего прогрева упругих элементов, что улучшает их работу.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид опоры турбины, а на фиг.2 - (увеличено) размещение опорного элемента в ответной цилиндрической втулке.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит наружный корпус 1 турбины, внутренний корпус 2 турбины с корпусом подшипника и силовые спицы 3, соединяющие между собой корпуса 1 и 2. Спицы 3 проходят через внутреннюю полость лопаток 4 соплового аппарата. Если сопловой аппарат состоит из блоков, включающих по три лопатки, то спицы преимущественно проходят через среднюю лопатку в каждом блоке. Блоки закреплены на корпусе 1 посредством болтов 5. На каждом сопловом блоке на внутренних полках 6 размещены полые опорные элементы 7 с наружной сферической поверхностью, которые размещены в ответных цилиндрических втулках 8 по скользящей посадке. Втулки 8 закреплены на внутреннем корпусе 2 с корпусом подшипника. Спицы 3 жестко соединены с цилиндрическими втулками 8. На спицах 3 установлен набор упругих элементов 9.

В процессе работы двигателя при эволюциях самолета возникает гироскопический момент с роторов турбины и осевая сила, вызывающие поворот внутреннего корпуса 2 турбины с корпусом подшипника относительно наружного корпуса 1. Поскольку силовые спицы 3, обеспечивающие центровку внутреннего корпуса 2 относительно наружного корпуса 1 и воспринимающие радиальную нагрузку с подшипников 10, недостаточно жесткие на изгиб, то есть очень податливы, то большая часть осевой нагрузки с корпуса 2 и гироскопический момент с роторов турбины высокого и низкого давления (из плоскости вращения опоры) воспринимается втулками 8, обладающими в сравнении со спицами 3 более высокой жесткостью. Кроме того, втулки 8 по отношению к спицам 3 выполняют роль экранов, защищающих спицы 3 от теплового воздействия. Нагрузка с втулок 8 передается через блоки лопаток 4 соплового аппарата и болты 5 на наружный корпус 1 турбины.

Полые опорные элементы 7, закрепленные на внутренних полках 6 блоков соплового аппарата, из-за сферической наружной поверхности могут проворачиваться во втулках 8, предохраняя соединение от перекосов при действии осевой силы и уменьшая износ поверхности контактирующих элементов. За счет шарнирного соединения «опорный элемент 7 - цилиндрическая втулка 8» обеспечивается угловое перемещение корпусов 1 и 2 относительно друг друга, и тем самым осуществляется температурная развязка в радиальном направлении между «горячим» сопловым аппаратом и «холодным» внутренним корпусом 2 турбины с корпусом подшипника.

При возникновении больших температурных градиентов на силовых спицах устанавливаются упругие элементы, которые за счет изменения своей длины компенсируют радиальное смещение одного корпуса турбины относительно другого при различной температуре их нагрева.

Изобретение позволяет повысить надежность работы опоры турбины газотурбинного двигателя.