RU2536655C1

RU2536655C1 - Gas turbine engine

Info

Publication number: RU2536655C1
Application number: RU2013144802/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов; Анатолий Иванович Тункин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2013-10-04
Filing date: 2013-10-04
Publication date: 2014-12-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: gas turbine engine (1) comprises a body of drives (2) with a compressor (4) arranged downstream along the air flow (3) with front straightening (8) and working (9) titanium blades along the flow. On the front tail (12) of the compressor shaft (13) there is a geared wheel (14) for driving of units. On the geared wheel there is a thrust radial end (16) arranged as directed to the body of the drives (2), and on the body of drives there is a support radial surface (17) that responds to the end (16). The ratio of the minimum axial distance H between the inlet edge of the front working blade and outlet edge of the guide blade of the compressor to the axial distance h between the thrust end of the geared wheel and the support surface of the body of drives is within 1.1…3.

EFFECT: by exclusion of failures of compressor titanium blades in case of damage of its radial and thrust bearing, gas turbine engine reliability increases.

2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий входной корпус и компрессор, ротор которого установлен на переднем радиальном роликовом и на заднем шариковом радиально-упорном подшипниках (С.А. Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», стр.65, рис.3.9).A gas turbine engine is known, comprising an inlet casing and a compressor, the rotor of which is mounted on the front radial roller and on the rear ball angular contact bearings (S. A. Vyunov, “Design and Design of Aircraft Gas Turbine Engines”, Moscow, “Mechanical Engineering”, p. 65 , fig. 3.9).

Недостатком известной конструкции является ее повышенный вес, так как рабочие и спрямляющие лопатки компрессора выполнены стальными.A disadvantage of the known design is its increased weight, since the compressor working and straightening vanes are made of steel.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, содержащий корпус приводов и расположенный за ним компрессор, передние по потоку воздуха спрямляющие и рабочие лопатки которого выполнены титановыми, а задние - стальными, при этом ротор компрессора установлен на переднем радиальном роликовом и заднем радиально-упорном шариковом подшипниках (патент RU №2324063, МПК: F02C 7/06, 7/047).Closest to the claimed one is a gas turbine engine containing a drive housing and a compressor located behind it, the front straight air blades and rotor blades of which are made of titanium and the rear blades are made of steel, while the compressor rotor is mounted on the front radial roller and rear angular contact ball bearings (patent RU No. 2324063, IPC: F02C 7/06, 7/047).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за лавинообразного разрушения лопаток компрессора и титанового пожара в случае разрушения радиально-упорного подшипника, в результате чего под действием газовых сил ротор компрессора смещается вперед, его передние титановые рабочие лопатки своими входными кромками касаются выходных кромок впереди стоящих титановых направляющих лопаток, что приведет к их взаимному износу и к поломке с большой вероятностью возникновения титанового пожара.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to an avalanche-like destruction of the compressor blades and a titanium fire in the event of the destruction of an angular contact bearing, as a result of which, under the action of gas forces, the compressor rotor moves forward, its front titanium working blades with their input edges touch the exit edges of the front standing titanium guide vanes, which will lead to their mutual wear and breakage with a high probability of a titanium fire.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения поломок титановых лопаток компрессора в случае разрушения его радиально-упорного подшипника.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability of a gas turbine engine by eliminating breakdowns of titanium compressor blades in the event of the destruction of its angular contact bearing.

Указанный технический результат достигается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем корпус приводов с расположенным за ним ниже по потоку воздуха компрессором с передними по потоку спрямляющими и рабочими титановыми лопатками и с установленным на переднем хвостовике вала компрессора зубчатым колесом привода агрегатов, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, на зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов упорный радиальный торец, а на корпусе приводов выполнена ответная торцу опорная радиальная поверхность, причем отношение H/h=1,1…3, гдеThe specified technical result is achieved by the fact that in a gas turbine engine comprising a drive housing with a compressor located downstream of it with a compressor with front straightening and working titanium blades and with a gear drive of the units mounted on the front shaft of the compressor, ACCORDING TO THE INVENTION, on a gear a thrust radial end directed towards the drive housing is made, and a radial bearing surface responding to the end face is made on the drive housing, the ratio H / h = 1.1 ... 3 where

H - минимальное осевое расстояние между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора,H is the minimum axial distance between the input edge of the front working vanes and the output edge of the compressor guide vanes,

h - осевое расстояние между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов.h is the axial distance between the persistent end face of the gear and the supporting surface of the drive housing.

К современным газотурбинным двигателям предъявляется требование локализации обломков в случае поломки двигателя, т.е. продукты разрушения должны быть локализованы в пределах проточной части двигателя.Modern gas turbine engines are required to contain debris in the event of engine failure, i.e. fracture products should be localized within the flow path of the engine.

Рабочие и направляющие лопатки первых ступеней компрессора современных газотурбинных двигателей с целью понижения веса выполняются из сплава на основе титана, что может привести к возникновению пожара при поломке радиально-упорного подшипника компрессора и задевании титановых рабочих лопаток о титановые направляющие лопатки.The working and guide vanes of the first compressor stages of modern gas turbine engines are made of titanium-based alloy to reduce weight, which can lead to fire when the angular contact bearing of the compressor breaks and the titanium rotor blades are touched on titanium guide vanes.

Выполнение на зубчатом колесе направленного к корпусу приводов упорного радиального торца, а на корпусе приводов - ответной торцу опорной радиальной поверхности позволяет ограничить осевое смещение под действием газовых сил ротора компрессора при поломке радиально-упорного шарикового подшипника, что позволяет исключить соприкосновение титановых рабочих лопаток компрессора первых ступеней о титановые направляющие лопатки, предотвращая тем самым возникновение титанового пожара компрессора.The execution on the gear wheel directed to the drive housing of the thrust radial end, and on the drive housing - the counter end of the supporting radial surface allows you to limit axial displacement under the action of gas forces of the compressor rotor when the angular contact ball bearing breaks, which eliminates the contact of the titanium working blades of the compressor of the first stages o titanium guide vanes, thereby preventing the occurrence of a titanium compressor fire.

При H/h<1,1 - снижается надежность газотурбинного двигателя из-за возможности касания титановых рабочих и направляющих лопаток при поломке радиально-упорного подшипника и возникновения титанового пожара.At H / h <1.1, the reliability of the gas turbine engine is reduced due to the possibility of touching the titanium working and guide vanes when the angular contact bearing breaks and a titanium fire occurs.

При H/h>3 - излишне увеличиваются осевые габариты и вес компрессора.At H / h> 3 - axial dimensions and compressor weight unnecessarily increase.

Величина осевого расстояния h между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов выбирается из условия отсутствия их взаимного касания при работе газотурбинного двигателя при температурных деформациях ротора компрессора относительно статора.The value of the axial distance h between the persistent end face of the gear wheel and the supporting surface of the drive housing is selected from the condition that they do not touch each other when the gas turbine engine is operating at temperature deformations of the compressor rotor relative to the stator.

С целью снижения веса направляющие и рабочие лопатки первых ступеней компрессора выполняются из титановых сплавов, однако из-за увеличения температуры воздуха в проточной части компрессора направляющие и рабочие лопатки последующих ступеней выполняются из никелевых сплавов, что исключает возникновение титанового пожара в случае касания этих рабочих и направляющих лопаток.In order to reduce weight, the guide vanes and rotor blades of the first stages of the compressor are made of titanium alloys, however, due to the increase in air temperature in the compressor flow path, the guide vanes and rotor blades of the next stages are made of nickel alloys, which eliminates the occurrence of a titanium fire if these workers and guides touch shoulder blades.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

Газотурбинный двигатель 1 включает в себя корпус приводов 2 и размещенный ниже по потоку воздуха 3 компрессор 4, ротор 5 которого установлен на переднем радиальном роликовом подшипнике 6 и на заднем радиально-упорном шариковом подшипнике 7. Передние по потоку воздуха 3 спрямляющие 8 и рабочие 9 лопатки компрессора 4 выполнены титановыми, а задние по потоку 3 спрямляющие 10 и рабочие 11 лопатки выполнены стальными. На переднем хвостовике 12 вала 13 ротора 5 установлено ведущее зубчатое колесо 14, находящееся в постоянном зацеплении с ведомой шестерней 15, установленной в корпусе приводов 2 и служащей для привода во вращение агрегатов (на чертеже не показано), установленных на корпусе приводов 2.The gas turbine engine 1 includes a drive housing 2 and a compressor 4 located downstream of the air 3, the rotor 5 of which is mounted on the front radial roller bearing 6 and on the rear angular contact ball bearing 7. The front air flow 3 straightening 8 and working 9 blades the compressor 4 is made of titanium, and the rear downstream 3 straightening 10 and working 11 blades are made of steel. On the front shank 12 of the shaft 13 of the rotor 5, a leading gear wheel 14 is installed, which is in constant engagement with the driven gear 15 installed in the drive housing 2 and serving to drive the rotation of units (not shown) installed on the drive housing 2.

На зубчатом колесе 14 выполнен направленный к корпусу приводов 2 упорный торец 16, а на корпусе приводов 2 выполнена ответная торцу 16 опорная поверхность 17 с осевым зазором Н относительно торца 16.On the gear wheel 14 there is made an end face 16 directed towards the housing of the drives 2, and on the housing of the drives 2 a support surface 17 is provided that is mating with an axial clearance H relative to the end face 16.

В компрессоре 4 входная кромка 18 одной из титановых рабочих лопаток 19 расположена на минимальном осевом расстоянии h относительно выходной кромки 20 впереди расположенной титановой спрямляющей лопатки 21.In the compressor 4, the input edge 18 of one of the titanium blades 19 is located at a minimum axial distance h relative to the output edge 20 in front of the located titanium straightening vanes 21.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе газотурбинного двигателя 1 между упорным торцом 16 зубчатого колеса 14 и ответной ему опорной поверхностью 17 корпуса приводов 2 сохраняется на всех режимах работы гарантированный осевой зазор H. В случае поломки радиально-упорного шарикоподшипника 7, ротор 5 компрессора 4 под действием газовых сил сдвигается в сторону корпуса приводов 2 до упора торцом 16 зубчатого колеса 14 в опорную поверхность 17 корпуса приводов 2, при этом упорный торец 16 и опорная поверхность 17 работают как упорный подшипник скольжения, предотвращая, таким образом, задевание входными кромками 18 рабочих лопаток 19 о выходные кромки 20 спрямляющих лопаток 21, исключая лавинообразное разрушение лопаток 19 и 21 и титановый пожар, т.е. минимизируя последствия разрушения подшипника 7, что повышает надежность газотурбинного двигателя 1. В дальнейшем газотурбинный двигатель 1 выключается по сигналу, например, «стружка в масле».During the operation of the gas turbine engine 1, between the thrust end 16 of the gear wheel 14 and the supporting surface 17 of the drive housing 2 corresponding to it, the axial clearance H is maintained in all operating modes. In the event of the breakdown of the angular contact ball bearing 7, the rotor 5 of the compressor 4 is shifted to the side of the drive housing 2 until it stops with the end face 16 of the gear wheel 14 in the bearing surface 17 of the drive housing 2, while the stop face 16 and the supporting surface 17 act as a thrust sliding bearing, thereby preventing m, touching the input edges 18 of the working blades 19 about the output edges 20 of the straightening blades 21, excluding the avalanche-like destruction of the blades 19 and 21 and a titanium fire, i.e. minimizing the consequences of the destruction of the bearing 7, which increases the reliability of the gas turbine engine 1. In the future, the gas turbine engine 1 is turned off by a signal, for example, "chips in oil".

Claims

A gas turbine engine comprising a drive housing with a compressor located behind it downstream of the air with forward straightening and working titanium vanes and with a gear drive of units mounted on the front shaft of the compressor shaft, characterized in that a thrust directed to the drive body is made on the gear wheel the radial end, and on the drive housing, the radial bearing surface responding to the end is made, and the ratio N / h = 1.1 ... 3, where
N is the minimum axial distance between the input edge of the front working vanes and the output edge of the compressor guide vanes,
h is the axial distance between the persistent end face of the gear and the supporting surface of the drive housing.