Результат интеллектуальной деятельности: ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ КОРПУС ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, а именно, к конструкциям силовых корпусов ГТД.

Существуют различные конструктивные элементы, усиливающие промежуточный корпус и обеспечивающие выполнение этого условия.

Известен промежуточный корпус (Патент US 9366186, МПК B64D 27/20; F02C 7/20; F02K 1/80; F02K 1/82, публ. 14.06.2016), в котором силовые стойки крепятся к промежуточному корпусу. Усилия, действующие на промежуточный корпус, вызывают деформации двигателя, под которыми он принимает изогнутую форму. Для компенсации действующих усилий используют полые силовые стойки трапециевидной формы, которые так расположены в двигателе, что обеспечивают возникновение деформации в ответ на тягу двигателя посредством создания деформирующего момента между наружным кольцом и промежуточным корпусом, при этом деформирующий момент имеет направление, противоположное напряжению, которое создается под действием этой тяги.

Недостатком известного изобретения является то, что конструкция не повышает жесткость корпуса, а лишь позволяет «подстраивается» под действующие на него усилия, не допуская поломок силовых стоек, а вызванные усилиями деформации не избавляют двигатель от изгиба в целом.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению и принятому за прототип является промежуточный корпус (Патент ЕР 3011142, МПК F01D 25/16; F01D 25/24; F02C 7/32, публ. 14.06.2017), состоящий из внутренней и наружной обечаек и множества радиальных стоек, соединяющих обечайки. В качестве усиливающих элементов на наружной обечайке имеются радиально и попарно установленные силовые ребра, находящиеся по обе стороны от каждой силовой стойки и объединяющие наружную обечайку, передний и задний фланец. Кроме того, силовые кронштейны для восприятия осевой силы от тяги двигателя расположены на заднем фланце наружной обечайки, имеют свое продолжение в пространстве между задним и передним фланцами и прилиты к двум силовым радиальным ребрам двух соседних силовых стоек.

Недостатком такой конструкции является создание радиальными ребрами, расположенными вдоль оси двигателя, карманов прямоугольной формы, которые воспринимают осевую силу от тяги двигателя, но плохо воспринимают усилие закрутки корпуса, появляющееся от действия крутящего момента.

Техническая проблема, на решение которой направлено заявленное изобретение заключается в том, что конструкция силовых корпусов воспринимает действие нагрузок, создающих как самим двигателем (действия веса, силы тяги, силы от срабатывания реверса, крутящего момента), так и получаемые в процессе полета самолета (от воздействия перегрузок, кренов, тангажей и вибраций), которые не должны вызывать при этом значительных деформаций корпуса, которые способны нарушить работоспособность двигателя.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса.

Технический результат достигается тем, в промежуточном корпусе, состоящем из внутренней и наружной обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя, соединенных между собой силовыми стойками и имеющий передний и задний фланцы, между задним фланцем и силовыми стойками расположены два силовых кронштейна согласно изобретению, между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним фланцем и задним фланцем, с образованием треугольных кольцевых конструкций с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, при этом два силовых кронштейна, соединенные с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, между передним и задним фланцами размещены два пересекающихся конуса, соединенные между собой, а также с передним и задним фланцами, наружной обечайкой, идущие диагонально: первый снизу с точки пересечения переднего фланца и наружной обечайки - наверх заднего фланца и второй сверху переднего фланца к низу в точку пересечения заднего фланца и наружной обечайки, образуя три треугольные кольцевые конструкции с вырезами, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра, обеспечивают увеличение жесткость и повышение надежности промежуточного корпуса.

Для уменьшения деформации в промежуточном корпусе расположены два силовых кронштейна, соединенных с задним фланцем, двумя рядом расположенными силовыми стойками, наружной обечайкой и одним из пересекающихся конусов, тем самым образуя силовые карманы, что также повышает жесткость конструкции.

На фиг. 1 представлен промежуточный корпус в продольном разрезе;

На фиг. 2 представлен промежуточный корпус вид с торца;

На фиг. 3 представлен промежуточный корпус вид сбоку;

На фиг. 4 представлен промежуточный корпус разрез по силовому кронштейну.

Промежуточный корпус 1, состоящий из внутренней 14 и наружной 15 обечаек, образующих проточную часть газотурбинного двигателя 29, соединенных между собой силовыми стойками 4 и имеющий передний 6 и задний фланцы 7, между задним фланцем 7 и силовыми стойками 4 расположены два силовых кронштейна 24. Между передним 6 и задним 7 фланцами размещены два пересекающихся конуса 10, 11, соединенные между собой (позиция 12), а также с передним фланцем 6 и задним фланцем 7, с образованием треугольных кольцевых конструкций 17, 18, 19 с вырезами 22, по краям которых диагонально выполнены усиливающие ребра 23, при этом два силовых кронштейна 24, соединенные с задним фланцем 7, двумя рядом расположенными силовыми стойками 25, 26, наружной обечайкой 15 и одним из пересекающихся конусов образуют замкнутые силовые карманы 27, 28.

На наружной обечайке 15 промежуточного корпуса 1 установлены перепускной клапан 2, с заглушкой 3 на месте установки углового конического привода. На переднем фланце 6 имеется окно 8 для вывода штока 5 управления перепускным клапаном 2. На заднем фланце 7 имеется окно 9 для сброса воздуха из перепускного клапана 2. На переднем фланце 6 и заднем фланце 7 имеются места 16 и 13 установки спрямляющих аппаратов 21. При постановке спрямляющих аппаратов 21 образуется четвертая треугольная полость 20. Таким образом усилия, передаваемые от промежуточного корпуса 1 на спрямляющие аппараты 21 (от действия тяги двигателя, крутящего момента) и наоборот, от спрямляющих аппаратов 21 на промежуточный корпус 1 (от действия веса, силы срабатывания реверса и эволюций самолета) передаются через треугольные кольцевые конструкции с вырезами.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, повышает надежность конструкции за счет увеличения жесткости промежуточного корпуса.