Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя
LOW-PRESSURE GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам разгрузки опор роторов компрессоров низкого давления газотурбинного двигателя, в том числе и в составе летательного аппарата.
В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбран компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор, передняя и задняя цапфы которого соединены со статором посредством передней и задней опор соответственно (см. рис. В. 70, стр. 53, учебника - Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей. (Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок). - М.: РИА «ИМ-Информ», 2002. - 442 с.).
В известном техническом решении для создания приемлемой осевой силы на шарикоподшипник ротора низкого давления введена разгрузочная (думисная) полость, из которой происходит сброс воздуха в мотогондолу летательного аппарата. Основной недостаток - это снижение удельных параметров газотурбинного двигателя, попадание горячего воздуха в мотогондолу, которое приводит к ухудшению незаметности летательного аппарата.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения является повышение надежности работы компрессора за счет снижения на его заднюю шарикоподшипниковую опору суммарной осевой нагрузки ротора при работе газотурбинного двигателя, а также улучшение удельных параметров газотурбинного двигателя путем исключения необходимости сброса думисного воздуха из разгрузочной полости для снижения нагрузки на упомянутую опору (как в прототипе), при этом в целом снижается незаметность летательного аппарата.
Указанный технический результат достигается тем, что компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор, передняя и задняя цапфы которого установлены в передней и задней опорах статора соответственно, согласно настоящему изобретению он дополнительно снабжен шарикоподшипником, вспомогательной втулкой, шарнирными V-образными механизмами и упорным кольцом, причем наружное кольцо шарикоподшипника установлено в его корпусе, соединенном с корпусом передней опоры посредством разъемного соединения, а внутреннее кольцо шарикоподшипника установлено на наружном диаметре вспомогательной втулки, при этом на торце передней цапфы ротора установлено упорное кольцо, соединенное с вспомогательной втулкой посредством расположенных по окружности относительно продольной оси компрессора шарнирных V-образных механизмов, каждый из которых образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения, при этом в месте их соединения установлен груз, расположенный на диаметре меньшем, чем диаметр внутреннего кольца вспомогательной втулки, а свободные концы качалок соединены со вспомогательной втулкой и упорным кольцом соответственно посредством шарнирных соединений.
Такое выполнение устройства позволяет перераспределить осевую нагрузку ротора с основного шарикоподшипника на дополнительный шарикоподшипник, а именно при работе газотурбинного двигателя осевая нагрузка на основной шарикоподшипник задней опоры ротора снижается вдвое за счет перераспределения ее на дополнительный шарикоподшипник, установленный в передней опоре, что повышает надежность компрессора низкого давления в целом. При работе центробежная сила воздействует на массу шарнирного механизма, рычаги которого оказывают осевое воздействие на дополнительный шарикоподшипник и на цапфу ротора. Таким образом, не требуется сбрасывать горячий воздух из разгрузочной полости, как в прототипе, вследствие чего повышаются удельные параметры газотурбинного двигателя. Кроме того, отсутствие выброса горячего воздуха из разгрузочной полости в мотогондолу летательного аппарата улучшает специальные характеристики, а именно незаметность летательного аппарата.
Сущность настоящего изобретения поясняется фигурой чертежа, на которой изображен продольный разрез заявленного компрессора низкого давления газотурбинного двигателя.
Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий ротор 1, передняя и задняя цапфы 2 и 3 которого установлены в статоре 4, а именно в передней и задней опорах 5, 6 соответственно, при этом он дополнительно снабжен шарикоподшипником 7, вспомогательной втулкой 8, шарнирными V-образными механизмами 9 и упорным кольцом 10, причем наружное кольцо 11 шарикоподшипника 7 установлено в его корпусе 12, соединенном с корпусом 13 передней опоры 5 посредством разъемного фланцевого соединения 14, а внутреннее кольцо 15 шарикоподшипника 7 установлено на наружном диаметре вспомогательной втулки 8, при этом на торце передней цапфы 2 ротора 1 установлено упорное кольцо 10, соединенное с вспомогательной втулкой 8 посредством расположенных по окружности относительно продольной оси компрессора шарнирных V-образных механизмов 9, каждый из которых образован двумя качалками 16 и 17, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения 18, при этом в месте их соединения установлен груз (на чертеже не показан), расположенный на диаметре меньшем, чем диаметр внутреннего кольца вспомогательной втулки 8, а свободные концы качалок 16 и 17 соединены со вспомогательной втулкой 8 и упорным кольцом 10 соответственно посредством шарнирных соединений 19, 20.
При работе газотурбинного двигателя осевая нагрузка на основной шарикоподшипник 6 снижается вдвое за счет перераспределения ее на дополнительный шарикоподшипник 7, установленный в корпусе 12. Центробежная сила воздействует на массу шарнирного механизма 9, качалки 16 и 17 которого оказывают осевое воздействие на дополнительный шарикоподшипник 7 и на переднюю цапфу ротора 2.
Таким образом, посредством использования заявленной конструкции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя повышаются надежность и удельные параметры последнего, а также повышается в целом параметр незаметности летательного аппарата.