RU2083860C1 - Turbo-pump unit - Google Patents
Turbo-pump unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2083860C1 RU2083860C1 SU3200189A RU2083860C1 RU 2083860 C1 RU2083860 C1 RU 2083860C1 SU 3200189 A SU3200189 A SU 3200189A RU 2083860 C1 RU2083860 C1 RU 2083860C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- housing
- bearing
- case
- pump
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Support Of The Bearing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к насосостроению жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной, химической, криогенной технике и других отраслях промышленности, где применяются преимущественно криогенные многоступенчатые центробежные насосы и теплонапряженные турбины, работающие при высоких частотах вращения. The invention relates to a pump engineering liquid propellant rocket engine (LRE) and can be used in aviation, chemical, cryogenic engineering and other industries where mainly cryogenic multistage centrifugal pumps and heat-stressed turbines operating at high speeds are used.
Работоспособность ТНА во многом определяется работоспособностью теплонапряженных элементов конструкции, а также работоспособностью опор. В свою очередь, надежность конструкции зависит от уровня теплонапряженности и степени защищенности ее. Работоспособность и долговечность опор зависит от степени их нагруженности осевыми и радиальными силами. В современных турбонасосных агрегатах разгрузка роторов от осевых сил осуществляется автоматами осевой разгрузки (АОР). Надежность функционирования и разгружающая способность автомата зависят от способности ротора перемещаться в осевом направлении. The performance of the TNA is largely determined by the performance of heat-stressed structural elements, as well as the performance of the supports. In turn, the reliability of the design depends on the level of heat and its degree of protection. The operability and durability of the supports depends on the degree of their loading with axial and radial forces. In modern turbopump units, rotor unloading from axial forces is carried out by axial unloading machines (AOR). Reliability of operation and unloading ability of the machine depend on the ability of the rotor to move in the axial direction.
В крупногабаритных криогенных ТНА, имеющих многоступенчатые турбину и насос, сложной проблемой оказывается прогнозирование и расчет динамики изменения силовых и температурных деформаций корпусов и ротора, учет их взаимного влияния на работоспособность агрегата на нестационарных режимах запуска (останова), а также обеспечения надежной работоспособности конструкции при воздействии деформаций. In large-sized cryogenic HPPs with a multi-stage turbine and pump, predicting and calculating the dynamics of changes in the power and temperature deformations of the housings and rotor, taking into account their mutual influence on the unit’s operability under unsteady start (stop) modes, and also ensuring reliable design operability when exposed deformations.
Известен компенсатор для разгрузки от осевого усилия, действующего на вал центробежного насоса, содержащий два упорных гидродинамических подшипника и два амортизатора, которые установлены с обеих сторон ротора и взаимодействуют с вспомогательным упорным подшипником. На одной из поверхностей ротора насоса предусмотрена гидравлическая компенсационная камера [1]
Недостатками известного устройства являются.Known compensator for unloading from axial force acting on the shaft of a centrifugal pump, containing two thrust hydrodynamic bearings and two shock absorbers that are mounted on both sides of the rotor and interact with the auxiliary thrust bearing. A hydraulic compensation chamber is provided on one of the surfaces of the pump rotor [1]
The disadvantages of the known device are.
Невозможность осевой разгрузки ротора на переходных режимах, когда давления в гидравлических полостях не достигли расчетных значений. The impossibility of axial unloading of the rotor during transient conditions when the pressures in the hydraulic cavities have not reached the calculated values.
Возможность касания амортизаторов о статор. Касания вращающихся на роторе амортизаторов о статор крайне нежелательно для высокооборотных лопаточных машин из-за возможности их поломки и износа. Ability to touch shock absorbers on the stator. Touching the shock absorbers rotating on the rotor on the stator is extremely undesirable for high-speed vane machines because of the possibility of breakage and wear.
Осевая фиксация ротора, зависимая от температурных и силовых деформаций конструкции. Axial fixation of the rotor, depending on the temperature and force deformations of the structure.
Известен турбонасосный агрегат с многоступенчатым насосом и турбиной, содержащий корпус, ротор, установленный на подшипниках качания, которые помещены в корпуса через упругодемпферные элементы, закрепленные на корпусах ограничительные упоры, взаимодействующие с внешними торцами подшипниковых опор, и автомат осевой разгрузки ротора, расположенный между упорами. Ротор выполнен подпружиненным в направлении пяты автомата (прототип) [2]
Недостатками прототипа являются.A known turbopump assembly with a multistage pump and a turbine, comprising a housing, a rotor mounted on swing bearings, which are placed in the housing through elastic damper elements, limit stops mounted on the housings, interacting with the outer ends of the bearing supports, and an axial rotor unloading machine located between the stops. The rotor is spring-loaded in the direction of the heel of the machine (prototype) [2]
The disadvantages of the prototype are.
Ограниченные возможности форсирования режимов испытаний и обеспечение требуемой многоразовости включений. Ограничения вызваны тем, что в известном ТНА не исключается появление значительных напряжений от температурных и силовых деформаций в элементах корпуса турбины и в узле опоры вследствие недостаточной защищенности конструкции. Limited ability to force test modes and ensure the required reusability of inclusions. Limitations are caused by the fact that the well-known TNA does not exclude the appearance of significant stresses from temperature and power strains in the elements of the turbine housing and in the support unit due to insufficient protection of the structure.
Обеспечение работоспособности взаимодействующих между собой узлов ТНА, которые находятся под большим температурным перепадом и испытывают воздействие от силовых деформаций, является сложной проблемой. Особенно трудно учитывать взаимное временное влияние узлов друг на друга на неустановившихся и переходных режимах. Выполнение многослойной оболочки корпуса турбины жестко соединенной ребрами, часть которой омывается горячим газом, а часть - низкотемпературным газом, приводит к тому, что в ребрах возникают высокое напряжения, которые провоцируют появление и рост трещин. При этом наступает момент, когда трещины в ребрах становятся сквозными, а конструкция преждевременно неработоспособной. Ensuring the operability of the TNA nodes interacting with each other, which are under a large temperature difference and are affected by power strains, is a complex problem. It is especially difficult to take into account the mutual temporary influence of the nodes on each other in transient and transient modes. The implementation of the multilayer shell of the turbine housing rigidly connected by ribs, part of which is washed by hot gas, and part by low-temperature gas, leads to the appearance of high stresses in the ribs, which provoke the appearance and growth of cracks. In this case, a moment comes when the cracks in the ribs become through, and the structure is prematurely inoperative.
Развитие силовых и температурных деформаций корпусов агрегата на переходных режимах может быть таким, что одни из них растут с опережением, в то время как другие отстают. Тем самым создаются условия для перегрузки опор нерасчетными осевыми нагрузками, что в конечном счете приводит к ограничению режимов испытаний и многоразовости включений. The development of power and temperature deformations of the unit bodies during transient conditions may be such that some of them grow ahead of the curve, while others lag behind. This creates the conditions for overloading the bearings with non-calculated axial loads, which ultimately leads to a limitation of test conditions and reusability of inclusions.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков, а также расширение диапазона регулирования агрегата и двигателя в целом. The aim of the invention is to remedy these disadvantages, as well as expanding the range of regulation of the unit and the engine as a whole.
Поставленная цель достигается тем, что корпус подшипникововой опоры установлен в промежуточный корпус, соединенный с корпусом турбины по внутренней оболочке в радиальном направлении подвижно, например на штифтах, а упор выполнен в корпусе подшипниковой опоры подвижным в осевом направлении в виде подпружиненной втулки, имеющей ограничитель осевого перемещения со стороны подшипника. При этом дополнительно улучшаются условия работы опоры за счет независимой от температурной деформации корпуса турбины самоцентровки промежуточного корпуса. This goal is achieved in that the bearing housing is mounted in an intermediate housing that is connected radially to the turbine housing in the inner shell, for example, on pins, and the stop is axially movable in the bearing housing in the form of a spring-loaded sleeve having an axial displacement limiter from the bearing side. At the same time, the working conditions of the support are further improved due to the self-centering of the intermediate casing independent of the temperature deformation of the turbine casing.
Для стабилизации величины усилия подвижного упора, упругий элемент выполнен в виде двух сдвоенных тарельчатых пружин, взаимодействующих между собой по минимальному диаметру. To stabilize the magnitude of the effort of the movable stop, the elastic element is made in the form of two twin disk springs, interacting with each other along the minimum diameter.
Кроме этого, с целью повышения технологичности промежуточный корпус соединен с корпусом турбины через кольцо, а подвижное соединение в радиальном направлении, например на штифтах, выполнено между промежуточным корпусом и кольцом. In addition, in order to improve manufacturability, the intermediate casing is connected to the turbine casing through a ring, and a movable connection in the radial direction, for example on pins, is made between the intermediate casing and the ring.
Для равномерной передачи подвижным упором демпфируемого осевого усилия подшипниковой опоре центрирование втулки в корпусе выполнено по сферической поверхности, расположенной, например, на втулке. For uniform transmission of the damped axial force by the movable stop to the bearing support, the sleeve is centered in the housing along a spherical surface located, for example, on the sleeve.
Указанная совокупность признаков ТНА проявляет новые свойства, заключающиеся в парировании радиальных и осевых нагрузок на элементы ТНА на неустановившихся режимах, а также при форсировании количества включений, благодаря чему повышаются работоспособность и диапазон регулирования двигателя. The indicated set of TNA features exhibits new properties consisting in countering the radial and axial loads on the TNA elements in unsteady modes, as well as in forcing the number of inclusions, which increases the efficiency and range of engine regulation.
Таким образом, техническое решение соответствует критерию "существенные отличия". Thus, the technical solution meets the criterion of "significant differences".
На фиг. 1 изображена схема криогенного ТНА с многоступенчатым насосом и турбиной; на фиг. 2 -подшипниковая опора корпуса турбины. In FIG. 1 shows a diagram of a cryogenic TNA with a multistage pump and a turbine; in FIG. 2 - bearing support of the turbine housing.
ТНА состоит из корпуса турбины 1, корпуса насоса 2, соединенных между собой крепежными элементами, например болтами. TNA consists of a turbine housing 1, a
Ротор 3 через подшипниковые опоры 4 и 5, установленные на нем, опирается на упругодемпферные элементы 6, установленные в корпусах 7 и 8. Корпус 7 турбинной опоры установлен в промежуточный корпус 9, который соединен в радиальном направлении с кольцом 10 штифтами 11. Кольцо жестко установлено в корпус турбины 1. В корпусе 7 установлены втулка 12 и сдвоенная тарельчатая пружина 13. Втулка 12 поджата пружиной 13 до ограничителя осевого перемещения 14. Ограничитель выполнен в корпусе 7. В совокупности корпус 7, втулка 12 пружина 13 образуют подвижной упор 15. The rotor 3 through the bearings 4 and 5 mounted on it, rests on the
В противоположном направлении ротор 3 фиксируется от осевых перемещений упором 16. Между ротором 3 и пятой 17 автомата АОР выполнен зазор А. Регулировка положения опоры 4 осуществляется подрезкой торца Б втулки 12. Регулировка усилия пружины 13 осуществляется подрезкой торца В втулки 12. In the opposite direction, the rotor 3 is fixed from axial movements by the stop 16. Between the rotor 3 and the fifth 17 of the AOP automatic machine, a gap A is made. The position of the support 4 is adjusted by cutting the end face B of the
При работе криогенного ТНА, предназначенного для многорежимного двигателя многократного включения, ротор 3, отслеживающий за пятой 17 автомата осевой разгрузки, может переместиться в направлении корпуса 1. Это перемещение обусловлено температурными и силовыми деформациями корпусов и температурной деформацией ротора 3. При этом на нестационарных режимах запуска и останова двигателя рост величин силовых и температурных деформаций происходит неодновременно, а значения их находятся на различных уровнях. During operation of a cryogenic ТНА designed for a multi-mode multiple-engagement engine, the rotor 3, tracking the fifth 17 automatic axial unloading machines, can move in the direction of the housing 1. This movement is caused by temperature and power deformations of the cases and the temperature deformation of the rotor 3. At the same time, under unsteady starting conditions and engine shutdown, the growth of power and temperature strains occurs at the same time, and their values are at different levels.
Для снижения напряжений в ребрах многослойной оболочки корпуса турбины 1 она рассечена так, что горячие наружные и холодные внутренние части корпуса соединены в радиальном направлении подвижно, ограничивая при этом осевые перемещения корпуса 7 турбинной опоры. Это достигается тем, что корпус 7 опоры установлен в промежуточный корпус 9, который соединен подвижно с кольцом 10 на штифтах 11. Это позволило в отличие от прототипа снизить влияние температурных и силовых радиальных деформаций корпуса 1 на деформативность корпуса 7, что позволяет опоре 4 получить дополнительную свободу (помимо упругодемпферной опоры) для самоустановки и центрирования ротора. Следует отметить, что в ТНА, приведенном в качестве прототипа, подшипниковая турбинная опора 4 кратковременно испытывала воздействие осевой нагрузкой. Это происходило на неустановившихся режимах испытаний, т.е. до теплового прогрева конструкции. В предложенном ТНА ставится цель заменить кратковременное нагружение опоры 4 осевой нагрузкой нерасчетной величины на кратковременное воздействие осевой нагрузкой регламентированной величины, неопасной для данной опоры 4. Для этого упор 15 выполнен подвижным и подпружиненным. To reduce stresses in the ribs of the multilayer shell of the turbine casing 1, it is dissected so that the hot outer and cold internal parts of the casing are movably connected in a radial direction, while limiting the axial movements of the
Выполнение упора 15 в виде подпружиненной втулки 12, имеющей ограничитель осевого перемещения 14, позволяет ротору 3 при необходимости сместиться вместе с опорами в сторону подпружиненного упора 15. Если такой необходимости не появляется, то усилие пружины 13 воспринимается корпусом 7, на который оно замыкается через втулку 12 и не воспринимается опорой 4. The execution of the stop 15 in the form of a spring-loaded
Усилие пружины 13, взаимодействующей с втулкой 12, выбирается в зависимости от возможного воздействия осевого усилия на ротор от перепада давления компонента на нем при заполнении и сбросе давлений в полостях с одной стороны и допустимости кратковременного воздействия на опору с другой стороны. Отношение усилия полностью сжатой пружины 13 к усилию на роторе 3 находится в пределах приблизительно 1-1,25. Усилие полностью сжатой пружины выбирается при ходе приблизительно 5 мм, т. е. с запасом по сравнению с возможным ходом 2-2,5 мм и соответствующей этому ходу пружине осевому усилию на подшипниковую опору 4 приблизительно 500 кг. The force of the
Усилие полностью сжатой пружины находится в пределах 1000 кг. Учитывая, что нагружение пружины 13 возможно при оборотах значительно меньших объектовых, такой уровень нагружения, как показали проведенные испытания, не оказывает влияния на работоспособность подшипниковой опоры в течение длительных наработок и многократных включений. The force of a fully compressed spring is within 1000 kg. Given that the loading of the
Установка и регулировка упора 15 осуществляется так, что между ротором 3 и пятой 17 обеспечивается гарантированный зазор А. Это достигается тем, что при сборке агрегата ротор 3 совместно с опорой 4 механически продавливается в направлении пяты 17 до взаимодействия с упором 15 под действием осевой нагрузки аналогичной по величине, возникающей при заполнении полостей агрегата. При этом вместо пружины 13 устанавливается жесткое технологическое кольцо. Зазор А назначается как сумма величин смещения ротора под нагрузкой и величины зазора, равного 0,3±0,05 мм. Затем вновь устанавливается пружина 13 вместо технологического кольца и определяются упругие характеристики пружины 13. Доработкой торцов Б и В втулки 12 добиваются требуемой жесткости пружины 13 и выставляют в окончательное положение торец Б втулки 12 подпружиненного упора 15 и подшипниковую опору 4. Положение упора 16 и его регулирование осуществляется так, чтобы ограничить ход ротора 3 в сторону упора 16 на нестационарных режимах работы до минимума. Это позволяет избежать воздействия на опору 5 значительных осевых ударных нагрузок. Installation and adjustment of the stop 15 is carried out in such a way that a guaranteed clearance A is ensured between the rotor 3 and the fifth 17. This is achieved by the fact that when assembling the unit, the rotor 3 together with the support 4 is mechanically pressed in the direction of the heel 17 until it interacts with the stop 15 under the action of an axial load similar to in magnitude that occurs when filling the cavities of the unit. In this case, instead of the
Предложенная конструкция имеет дополнительные преимущества по сравнению с прототипом и позволяет выполнить всю опору автономным узлом (опора 4 совместно с корпусами 7 и 9). Это имеет принципиальное значение для опор с упругодемпферными элементами 6, так как определение упругих характеристик, их контроль и сохранение стабильности при установке в узел единой сборочной единицей всегда предпочтительней. При этом обеспечивается качественная сборка с высокой технологичностью. The proposed design has additional advantages compared to the prototype and allows you to complete the entire support stand-alone unit (support 4 in conjunction with
Выполнение подвижной втулки 12 упора 15 выполнено так, чтобы она имела возможность самоустановки при взаимодействии с подшипниковой опорой 4, т. е. допускала полное прилегание втулки к подшипнику. Это достигается тем, что центрирование втулки 12 в корпусе 7 осуществляется по сферической поверхности, которая выполнена на втулке. Для стабилизации усилия, развиваемого подвижным упором 15, за счет снижения деформаций взаимодействующих с ним деталей 7 и 12 упругий элемент выполнен в виде сдвоенных тарельчатых пружин 13, взаимодействующих между собой по минимальному диаметру, а с деталями по максимальному. The execution of the
Таким образом, разгрузка корпуса турбины и корпуса подшипниковой опоры от опасных температурных напряжений, осевая фиксация ротора упорами, один из которых расположен в турбинной опоре и выполнен подвижным, позволяют расширить диапазон регулирования ТНА и двигателя, повысить его надежность и долговечность за счет исключения опасных нагружений опоры на неустановившихся тепловых режимах работы и обеспечивать возможность форсирования двигателя, в том числе и по количеству циклов включений. Thus, unloading the turbine housing and the bearing housing from dangerous temperature stresses, axial fixing of the rotor with stops, one of which is located in the turbine bearing and made movable, allows to expand the regulation range of the ТНА and the engine, increase its reliability and durability by eliminating dangerous loads of the bearing at unsteady thermal conditions and provide the ability to force the engine, including the number of switching cycles.
Конструкция ТНА с отличительными признаками разработана и испытана при многократных и длительных стендовых испытаниях двигателя. The design of the TNA with distinctive features was developed and tested during repeated and lengthy bench tests of the engine.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3200189 RU2083860C1 (en) | 1988-05-23 | 1988-05-23 | Turbo-pump unit |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3200189 RU2083860C1 (en) | 1988-05-23 | 1988-05-23 | Turbo-pump unit |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2083860C1 true RU2083860C1 (en) | 1997-07-10 |
Family
ID=20928908
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU3200189 RU2083860C1 (en) | 1988-05-23 | 1988-05-23 | Turbo-pump unit |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2083860C1 (en) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2767870A1 (en) | 1997-08-27 | 1999-03-05 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump for aircraft |
FR2779770A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump assembly |
FR2779769A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump assembly |
FR2779771A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump and turbine assemblies |
WO2000077405A1 (en) * | 1999-06-15 | 2000-12-21 | Ksb Aktiengesellschaft | Balancer for multistage centrifugal pumps |
RU2548331C1 (en) * | 2014-03-18 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Turbo-pump unit |
RU2573440C1 (en) * | 2014-09-29 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Turbopump unit |
-
1988
- 1988-05-23 RU SU3200189 patent/RU2083860C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент Франции N 2101348, кл. F 04 D 29/00, 1970. 2. Авторское свидетельство СССР N 218994, кл. F 04 D 13/02, 1947. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2767870A1 (en) | 1997-08-27 | 1999-03-05 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump for aircraft |
WO2000077405A1 (en) * | 1999-06-15 | 2000-12-21 | Ksb Aktiengesellschaft | Balancer for multistage centrifugal pumps |
US6568901B2 (en) | 1999-06-15 | 2003-05-27 | Ksb Aktiengesellschaft | Balancer for multistage centrifugal pumps |
FR2779770A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump assembly |
FR2779769A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump assembly |
FR2779771A1 (en) * | 1999-08-18 | 1999-12-17 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Turbo pump with multistage pump and turbine assemblies |
RU2548331C1 (en) * | 2014-03-18 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Turbo-pump unit |
RU2573440C1 (en) * | 2014-09-29 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Turbopump unit |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Childs | The space shuttle main engine high-pressure fuel turbopump rotordynamic instability problem | |
US5977677A (en) | Combination bearing for gas turbine engine | |
US20020009361A1 (en) | Shaft bearing for a turbomachine, turbomachine, and method of operating a turbomachine | |
US4867655A (en) | Variable stiffness oil film damper | |
EP0892186B1 (en) | High speed, high temperature hybrid magnetic thrust bearing | |
KR100600668B1 (en) | Air foil bearing having a porous foil | |
EP2519727B1 (en) | Gas turbine engine and high speed rolling element bearing system | |
RU2083860C1 (en) | Turbo-pump unit | |
US4527910A (en) | Dual clearance squeeze film damper | |
US20110194933A1 (en) | Gas turbine engine and foil bearing system | |
Ertas et al. | Rotordynamic bearing dampers for cryogenic rocket engine turbopumps | |
US6988869B2 (en) | Turbine installation, especially steam turbine installation | |
Bruckner et al. | Compliant Foil Journal Bearing Performance at Alternate Pressures and Temperatures | |
RU2083881C1 (en) | Turbopump unit | |
CN114759717A (en) | Clearance thermal compensation structure and rotating device | |
Minick et al. | Design and development of an advanced liquid hydrogen turbopump | |
JP2672649B2 (en) | Steam turbine in single-shaft combined cycle | |
Gunter et al. | Unbalance response of a two spool gas turbine engine with squeeze film bearings | |
Swanson et al. | The Wing Foil: A Novel Compliant Radial Foil Bearing Design | |
RU2724033C1 (en) | Unloading hydraulic device | |
Howard | Misalignment in gas foil journal bearings: an experimental study | |
RU2241841C2 (en) | Gas-turbine engine | |
Penfield Jr et al. | Auxiliary bearing design considerations for gas cooled reactors | |
Zhuo et al. | The steady-state thermal effect on rotordynamics of a rod-fastened rotor-bearing system | |
RU2592664C2 (en) | Resilient damping support of rotor heavy turbo-machine |