Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО СОЕДИНЕНИЯ ДВУХ ВРАЩАЮЩИХСЯ ВАЛОВ, В ЧАСТНОСТИ, В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ, И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Объектом настоящего изобретение является устройство соединения двух вращающихся валов, в частности, в газотурбинном двигателе между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

В газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, вал турбины низкого давления вращает вал компрессора низкого давления, при этом оба этих вала соединены во вращении системой прямолинейных шлицов, выполненных, например, на наружной цилиндрической поверхности вала турбины и заходящих в соответствующие прямолинейные шлицы вала компрессора.

Во время работы шлицы обоих валов упруго деформируются кручением, при этом отмечается, что максимальные напряжения возникают на продольных концах шлицов охватываемого вала, который является валом турбины, и эта концентрация напряжений приводит с сокращению срока службы вала.

Задачей настоящего изобретения является, в частности, простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.

Для решения поставленной задачи предлагается устройство соединения двух вращающихся валов, из которых один является ведущим, а другой ведомым, при этом конец ведущего вала содержит прямолинейные шлицы и заходит в охватывающую часть ведомого вала, содержащего прямолинейные шлицы, соответствующие шлицам ведущего вала, отличающееся тем, что шлицевая зона ведомого вала содержит, по меньшей мере, одну цилиндрическую часть, обладающую большей гибкостью при кручении и находящуюся вблизи продольного конца шлицевой зоны.

В предлагаемом соединительном устройстве наибольшая гибкость при кручении части ведомого вала, соседствующей с концом шлицов ведущего вала, позволяет снизить максимальные напряжения, прикладываемые к этому концу во время работы, причем данное снижение может составлять примерно 30% и позволяет существенно увеличить срок службы ведущего вала.

Целесообразно, чтобы цилиндрическая часть или каждая цилиндрическая часть ведомого вала (и/или соответствующая часть ведущего вала), более гибкая при кручении, не содержала шлицов.

Таким образом, ведомый вал (и/или ведущий вал) содержит две шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении более гибкой при кручении частью, что позволяет снизить напряжения, действующие на шлицы концевой шлицевой части этого вала, за счет увеличения напряжений, действующих на концы шлицов другой шлицевой части этого вала.

Иначе говоря, если ведущий и ведомый валы содержат две шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении, максимальные напряжения распределяются на концы шлицевых частей и являются менее значительными, чем в случае, когда валы содержат только одну шлицевую часть.

Предпочтительно, чтобы шлицевая зона ведомого вала содержала, по меньшей мере, две цилиндрические части, обладающие большей гибкостью при кручении, а указанные две цилиндрические части были бы отделены друг от друга.

Если каждый из валов содержит три шлицевые части, отделенные друг от друга в продольном направлении, максимальные напряжения, действующие на шлицы во время работы, распределяются на концы трех шлицевых частей и являются еще менее значительными.

Предпочтительно, чтобы более гибкую при кручении цилиндрическую часть или каждую цилиндрическую часть ведомого вала и/или соответствующую цилиндрическую часть ведущего вала подвергали механической обработке, для устранения любого контакта между ними при передаче крутящего момента.

Гибкость при кручении ведомого вала можно увеличить в вышеуказанной цилиндрической части или каждой цилиндрической части за счет уменьшения ее толщины и/или ее диаметра, и/или путем механической обработки, например путем сверления.

Длина более гибкой при кручении цилиндрической части или каждой цилиндрической части составляет примерно 15-30% от общей длины части ведомого вала, содержащей шлицы.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащий компрессор, вал которого приводится во вращение валом турбины, отличающийся тем, что вал компрессора и вал турбины соединены между собой при помощи описанного выше устройства.

Предпочтительно, чтобы вышеуказанные более гибкие части ведомого и ведущего валов находились вблизи заднего и переднего концов шлицевых зон валов.

Настоящее изобретение, его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:

Фиг.1 изображает схематичный вид в осевом разрезе устройства соединения из предшествующего уровня техники между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.2 - схематичный вид в осевом разрезе устройства соединения в соответствии с настоящим изобретением между валом турбины и валом компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.3 - схематичный увеличенный вид в осевом разрезе вала компрессора, показанного на фиг.2.

Фиг.4 - схематичный вид, аналогичный фиг.3, варианта осуществления настоящего изобретения.

На фиг.1 схематично показаны вал 10 турбины низкого давления и вал 12 компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, при этом вал 10 турбины вращает вал 12 компрессора вокруг продольной оси 14 газотурбинного двигателя при помощи устройства шлицевого соединения из предшествующего уровня техники.

Передний конец 16 вала 10 турбины образует охватываемую цилиндрическую часть, которая заходит в охватывающий цилиндрический канал 18 вала 12 компрессора и которая на наружной цилиндрической поверхности содержит множество прямолинейных шлицов 20 по существу прямоугольного или трапециевидного сечения, которые равномерно распределены вокруг оси 14 и взаимодействуют с соответствующими прямолинейными шлицами 22 внутренней цилиндрической поверхности канала 18 вала 12.

Вал 10 турбины приводится во вращение вокруг оси 14 за счет энергии, создаваемой горячими газами, выходящими из камеры сгорания газотурбинного двигателя и приводящими в движение колеса турбины низкого давления, закрепленными на заднем конце вала 10 турбины. В свою очередь, через шлицы 20, 22 этот вал 10 передает крутящий момент на вал 12 компрессора, на переднем конце которого установлен вентилятор газотурбинного двигателя.

Во время передачи крутящего момента шлицы 20, 22 валов 10, 12 упруго деформируются кручением вокруг оси 14, что создает большие напряжения на продольных концах шлицов 20 вала 10 турбины, в частности, на их задних продольных концах и что приводит к сокращению срока службы этого вала 10.

Изобретение позволяет решить эту проблему за счет калибровки гибкости при кручении, по меньшей мере, одной части шлицевой зоны вала 12 компрессора, при этом указанная часть находится вблизи заднего конца шлицевой зоны вала 10.

В примере, показанном на фиг.2 и 3, шлицевые зоны обоих валов имеют по существу одинаковую длину, и шлицевая зона вала 12 компрессора содержит цилиндрическую часть 26, не содержащую шлицов, которая расположена вблизи заднего конца шлицевой зоны вала 12 и которая обладает большей гибкостью при кручении, чем остальная часть этой шлицевой зоны. Таким образом, часть заднего конца шлицевой зоны вала 12 меньше сопротивляется усилиям кручения, создаваемым шлицевой зоной вала 10, что позволяет снизить напряжения, возникающие в задней концевой части шлицов вала 10, и увеличивает, таким образом, срок службы этого вала.

Цилиндрическая часть 26 вала 12 (ограниченная пунктирными линиями) расположена между двумя независимыми шлицевыми частями, передней шлицевой частью 28 и задней шлицевой частью 30.

Часть 32 вала турбины, находящаяся на одном уровне в радиальном направлении с частью 26 вала 12, тоже не содержит шлицов 22 и расположена между двумя независимыми шлицевыми частями, передней шлицевой частью 34 и задней шлицевой частью 36.

Гибкость при кручении части 26 вала 12 способствует распределению напряжений во время работы на передний и задний продольные концы двух шлицевых частей 34 и 36 вала 10. Таким образом, максимальные напряжения, действующие на шлицы, являются менее значительными, чем в случае, когда валы содержат только одну шлицевую часть.

Гибкость при кручении части 26 вала 12 калибруют путем изменения ее толщины е, ее наружного радиуса R и/или ее осевого размера L. Чем меньше толщина е или радиус R этой части 26, тем больше ее гибкость при кручении. Гибкость при кручении вала можно также увеличить путем механической обработки цилиндрической части 26 вала 12.

В примере, показанном на фиг.3, часть 26 вала 12 содержит два кольцевых ряда радиальных отверстий 40, равномерно выполненных вокруг оси 14 газотурбинного двигателя. На фиг.4 показан вариант осуществления настоящего изобретения, в котором часть 26 вала 12 содержит только один кольцевой ряд радиальных отверстий 40', причем эти отверстия 40' имеют диаметр, превышающий диаметр отверстий 40, показанных на фиг.2. Число, расположение и размеры этих отверстий 40, 40' определяют таким образом, чтобы точно калибровать гибкость этой части 26.

В данном случае цилиндрическая часть 26 вала имеет длину порядка 30 мм, а передняя и задняя шлицевые части имеют длину соответственно, порядка 100 мм и 10 мм.

Согласно еще одному варианту, не показанному на чертежах, часть 26 большей гибкости вала 12 и соответствующая цилиндрическая часть 32 вала 10 содержат шлицы, при этом, по меньшей мере, некоторые из этих шлицов подвергнуты механической обработке таким образом, чтобы устранить между ними любой контакт при передаче крутящего момента. Этот крутящий момент передается только через шлицы 20, 22, выполненные по обе стороны от цилиндрических частей 26 и 32. Шлицы 20, 22 валов могут иметь квадратное, прямоугольное или трапециевидное сечение.

Шлицевая зона вала 12 компрессора может содержать две и даже более двух цилиндрических частей 26 большей гибкости, причем эти части отделены друг от друга и могут быть выполнены вблизи переднего и заднего конца шлицевой зоны вала 12.