RU2106507C1 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2106507C1 RU2106507C1 RU94026970A RU94026970A RU2106507C1 RU 2106507 C1 RU2106507 C1 RU 2106507C1 RU 94026970 A RU94026970 A RU 94026970A RU 94026970 A RU94026970 A RU 94026970A RU 2106507 C1 RU2106507 C1 RU 2106507C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- piston
- rotor
- axial
- support
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к лопаточным машинам газотурбинных двигателей, например к турбинам, и может найти применение в авиадвигателестроении, в том числе при наземном применении двигателей. The invention relates to blade machines of gas turbine engines, for example, turbines, and can find application in aircraft engine building, including the ground application of engines.
Улучшение параметров газотурбинного двигателя (ГТД), в частности уменьшение удельного расхода топлива, требует повышения КПД турбины. Одним из путей повышения КПД является уменьшение зазора между уплотнительными элементами статора и ротора проточной части двигателя. Improving the parameters of a gas turbine engine (GTE), in particular, reducing the specific fuel consumption, requires increasing the efficiency of the turbine. One of the ways to increase efficiency is to reduce the gap between the sealing elements of the stator and the rotor of the engine duct.
Известна конструкция ГТД АИ-24, в которой датчик флюгирования винта срабатывает при перемещении шарикоподшипника, воспринимающего тягу винта, с помощью двух гидравлических поршней, один из которых поджат к шарикоподшипнику с помощью цилиндрической пружины [1]. The design of the gas turbine engine AI-24 is known, in which the screw feathering sensor is triggered when the ball bearing receiving the propeller thrust is moved using two hydraulic pistons, one of which is pressed against the ball bearing using a coil spring [1].
Такая конструкция позволяет перемещать ротор винта в осевом направлении, однако не обеспечивает демпфирование вибрации, возникающее при вращении ротора. This design allows you to move the rotor of the screw in the axial direction, but does not provide vibration damping that occurs when the rotor rotates.
Известна конструкция ГТД, в которой осуществляется регулирование зазоров между наружным воздушным уплотнением турбины и законцовкой турбинных лопаток ротора [2] . Устройство включает смонтированные вокруг корпуса турбины перфорированные трубки, соединенные с трубопроводом подвода воздуха, отбираемого из вентиляторного контура. Уменьшение зазоров достигается обдувом корпуса охлаждаемым воздухом. Known design of the gas turbine engine, in which the adjustment of the gaps between the outer air seal of the turbine and the tip of the turbine rotor blades [2]. The device includes perforated tubes mounted around the turbine casing, connected to an air supply pipe taken from the fan circuit. The reduction of gaps is achieved by blowing the case with cooled air.
Недостатком данной конструкции является малый диапазон регулирования зазоров, а также невозможность их регулирования при внезапном выключении двигателя и запуска только что остановленного двигателя при прогретых дисках турбины, что связано с разной скоростью прогрева тонкостенных лопаток и толстостенного статора. Это приводит к снижению КПД турбины и эффективности двигателя. The disadvantage of this design is the small adjustment range of the gaps, as well as the impossibility of their regulation when the engine is suddenly turned off and the engine just stopped when the turbine disks are warmed up, which is associated with a different heating rate of thin-walled blades and a thick-walled stator. This leads to a decrease in turbine efficiency and engine efficiency.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в осуществлении активного регулирования осевых зазоров между уплотнительными элементами статора и ротора турбины в проточной части двигателя путем осевой сдвижки поршня ротора турбины с одновременным демпфированием колебаний ротора. The technical problem to which the invention is directed is to actively regulate axial gaps between the sealing elements of the stator and the turbine rotor in the engine flow path by axially shifting the piston of the turbine rotor while damping the rotor vibrations.
Задача решается тем, что газотурбинный двигатель, содержащий статор и ротор с регулируемыми осевыми зазорами, дополнительно включает неподвижную опору, поршень и упорный подшипник ротора, который установлен относительно опоры подвижно в осевом направлении на поршне, с одного конца контактирующем с пружиной, а с противоположного ограниченном полостью подвода рабочей жидкости высокого давления, причем поршень и удерживающий его в осевом направлении фланец опоры выполнен с опорными торцами, зазор между которыми равен осевому зазору между уплотнительными элементами статора и ротора, осевая длина окружной рабочей поверхности поршня равна 1-5 осевым длинам наружного кольца упорного подшипника, а радиальный зазор между окружной опорной поверхностью поршня и опорой равен 0,1-0,4 мм. The problem is solved in that the gas turbine engine, comprising a stator and a rotor with adjustable axial clearances, further includes a fixed support, a piston and a thrust bearing of the rotor, which is mounted relative to the support movably in the axial direction on the piston, contacting the spring from one end, and limited from the opposite a cavity for supplying a working fluid of high pressure, and the piston and the support flange holding it in the axial direction are made with supporting ends, the gap between which is equal to the axial clearance between for the sealing elements of the stator and rotor, the axial length of the circumferential working surface of the piston is 1-5 axial lengths of the outer ring of the thrust bearing, and the radial clearance between the circumferential bearing surface of the piston and the support is 0.1-0.4 mm.
Демпфирование колебаний ротора осуществляется за счет выдавливания масляной пленки между развитой внешней поверхностью поршня и опорой, а также механического трения опорного торца поршня о неподвижный фланец опоры. Rotor vibration damping is carried out by squeezing an oil film between the developed external surface of the piston and the support, as well as mechanical friction of the supporting end of the piston against the fixed support flange.
Запуск двигателя осуществляется при максимальной величине осевых зазоров Δ между уплотнительными элементами статора и ротора в проточной части двигателя. Это объясняется разной скоростью нагрева массивного ротора и тонкостенного статора. На время отработки переходных режимов осевой зазор Δ должен оставаться максимальным для предотвращения заклинивания ротора. The engine is started at the maximum value of axial clearances Δ between the sealing elements of the stator and rotor in the flow part of the engine. This is due to the different heating rates of the massive rotor and thin-walled stator. At the time of practicing transient conditions, the axial clearance Δ must remain maximum to prevent jamming of the rotor.
После окончания переходных процессов необходимо уменьшение зазора Δ практически до нуля на двигателе, работающем на длительном экономичном режиме, что снизит до минимума потери в статоре турбины, связанные с утечками в осевых зазорах Δ между уплотнительными элементами статора и ротора, и приводит к повышению КПД на 3-4%. After the end of transient processes, it is necessary to reduce the gap Δ to almost zero on an engine running in a long-term economical mode, which will minimize losses in the turbine stator due to leaks in the axial clearance Δ between the sealing elements of the stator and rotor, and will increase the efficiency by 3 -4%.
Установка упорного подшипника ротора на поршне, имеющем возможность осевого перемещения вместе с подшипником относительно неподвижной опоры, позволяет регулировать осевые зазоры Δ между уплотнительными элементами в проточной части турбины. Уменьшение зазора Δ осуществляется в результате подачи масла в полость подвода рабочей жидкости, обеспечивающей осевой сдвиг поршня при сжатии пружины до соприкосновения опорных торцев фланца опоры и поршня. После остановки двигателя давление в полости падает и ротор возвращается в исходное состояние за счет усилия пружин, увеличивая осевые зазоры Δ до максимальных рабочих размеров. The installation of a thrust rotor bearing on a piston having the possibility of axial movement together with the bearing relative to the fixed support allows you to adjust the axial clearances Δ between the sealing elements in the flow part of the turbine. The clearance Δ is reduced as a result of the supply of oil to the fluid supply cavity, which provides axial displacement of the piston during compression of the spring until the contact ends of the support flange and the piston come into contact. After the engine stops, the pressure in the cavity drops and the rotor returns to its original state due to the force of the springs, increasing the axial clearances Δ to the maximum working size.
Выполнение зазора между опорными торцами по величине равным зазору Δ объясняется удобством активного регулирования их в данной конструкции. The gap between the supporting ends in size equal to the gap Δ due to the convenience of actively regulating them in this design.
Осевая длина окружной опорной поверхности поршня выполняется равной 1-5 осевым длинам наружного кольца упорного подшипника. Это связано с тем, что демпфирующие свойства устройства зависят от площади масляной пленки, которая из радиального зазора между окружной рабочей поверхностью и опорой ( Δ1 ) выдавливается в процессе колебаний ротора. Поэтому, если длина окружной опорной поверхности поршня составляет менее одной осевой длины наружного кольца подшипника, то демпфирующие свойства опоры будут недостаточными для гашения колебаний ротора. Если же повышение составляет более чем в 5 раз, то существенно возрастают габариты опоры и вес конструкции.The axial length of the circumferential support surface of the piston is equal to 1-5 axial lengths of the outer ring of the thrust bearing. This is due to the fact that the damping properties of the device depend on the area of the oil film, which is squeezed out from the radial clearance between the circumferential working surface and the support (Δ 1 ) during oscillation of the rotor. Therefore, if the length of the circumferential support surface of the piston is less than one axial length of the outer ring of the bearing, then the damping properties of the support will be insufficient to dampen the oscillations of the rotor. If the increase is more than 5 times, then the dimensions of the support and the weight of the structure increase significantly.
Размер радиальных зазоров выбран в интервале 0,1-0,4 мм исходя из следующих соображений: при Δ1< 0,1 мм масло не сможет поступать в зазор, а при Δ1> 0,4 мм наблюдается возрастание амплитуды колебаний ротора при запуске и выбеге.The size of the radial clearances is selected in the range of 0.1-0.4 mm based on the following considerations: at Δ 1 <0.1 mm, the oil will not be able to enter the gap, and at Δ 1 > 0.4 mm, the amplitude of the oscillations of the rotor increases when starting and run out.
На фиг. 1 представлена силовая турбина газотурбинного двигателя с активным регулированием осевых зазоров; на фиг. 2 - узел I на фиг. 1 в нерабочем положении или на режиме запуска; на фиг. 3 - то же в положении экономичного режима работы турбины; на фиг. 4 - зазор Δ между уплотнительными элементами статора и ротора (узел II на фиг. 1) на нерабочем режиме; на фиг. 5 - то же на экономичном режиме работы турбины. In FIG. 1 shows a power turbine of a gas turbine engine with active regulation of axial clearances; in FIG. 2 - node I in FIG. 1 in the idle position or in the start mode; in FIG. 3 - the same in the position of the economic mode of operation of the turbine; in FIG. 4 - the gap Δ between the sealing elements of the stator and rotor (node II in Fig. 1) in idle mode; in FIG. 5 - the same on the economical mode of operation of the turbine.
Силовая турбина 1 ГТД состоит из статора 2 и ротора 3 с рабочими колесами 4. Статор 2 содержит переднюю опору 5 с роликоподшипником 6 и заднюю опору 7 с радиально-упорным подшипником 8, воспринимающим осевую нагрузку, действующую на ротор 3 силовой турбины 1. Роликовый подшипник 9 служит для разгрузки шарикоподшипника 8 от радиальных усилий. Подшипники 8 и 9 закреплены в поршне 10 с помощью гайки 11. Поршень 10 установлен в корпусе опоры 12 с радиальным зазором Δ1= 0,1-0,4 мм. Между поршнем 10 и корпусом 12 выполнена полость A, в которую через трубу 13 попадает рабочая жидкость от маслонасоса ГТД под высоким давлением (20-40 кг/см2). От утечек масла полость A уплотнена кольцами 14 и 15, установленными на поршне 10.A GTE power turbine 1 consists of a stator 2 and a rotor 3 with
На корпусе 12 установлен фланец 16, в котором расположены пружины 17, прижимающие на переходных режимах или на неработающей турбине поршень 10 к корпусу 12. От проворота поршень 10 фиксируется относительно неподвижного фланца 16 с помощью торцевых шлиц 18. Поршень 10 и фланец 16 имеют упорные торцы Т1 и Т2, по которым контактируют при работе на длительном экономичном режиме.A
Между уплотнительными элементами статора и ротора, т.е. между сотовым уплотнением 19 сопловой лопатки 20 и гребешками 21 рабочих лопаток 27 на неработающем ГТД существует осевой зазор Δ , который необходимо уменьшить до величины, близкой к нулю на ГТД, работающем на длительном экономичном режиме, что существенно повышает КПД турбины. Зазор такой же величины предусмотрен и между сотовым уплотнением 23 на разрезном кольце 24 статора 2 и гребешком 25 рабочей лопатки 22. На передней опоре 5 закреплен индуктивный датчик Д, по сигналу которого начинается активное регулирование осевого зазора Δ , которое может осуществляться также по сигналу временного механизма. Between the sealing elements of the stator and rotor, i.e. between the
Работа устройства осуществляется следующим образом. The operation of the device is as follows.
Запуск турбины производится при осевых зазорах Δ , равных 3-4 мм, исходя из опытных данных. Для этого в полость A через трубу 13 подают масло с низким давлением (3-4 кг/см2), которое протекает через зазор Δ1 между опорной окружной поверхностью поршня 20 и неподвижной опорой 12, демпфируя колебания ротора 3 за счет выдавливания масляной пленки из зазора Δ1 . В этом случае поршень 10 прижат к корпусу 12 за счет осевых усилий, возникающих от газовых сил, действующих на ротор 3, а также за счет усилия пружин 17.The turbine is launched at axial gaps Δ equal to 3-4 mm, based on experimental data. To do this, a low pressure oil (3-4 kg / cm 2 ) is supplied to the cavity A through the
По окончании переходных процессов нагрева ротора 3 и статора 2 по сигналу датчика Д или временного механизма через трубу 13 в полость A подается масло с высоким давлением (30-40 кг/см2). При этом поршень 10 за счет давления, действующего на него, сдвигается влево (фиг. 2, 3), сжимая пружины 17 до упора торца Т2 в торец Т1 фланца 16. Вместе с поршнем 10 сдвигается радиально-упорный подшипник с ротором 3, что ведет к уменьшению зазоров Δ до околонулевых величин и повышению КПД статора турбины на 3-4%.At the end of the transient heating processes of the rotor 3 and stator 2, a high pressure oil (30-40 kg / cm 2 ) is supplied through the
Эффект демпфирования колебаний ротора 1 усиливается за счет сил трения торцов Т1 и Т2. Кроме того, контакт по торцам Т1 и Т2 уменьшает утечки масла из полости A.The damping effect of the oscillations of the rotor 1 is enhanced by the friction forces of the ends T 1 and T 2 . In addition, the contact at the ends of T 1 and T 2 reduces oil leakage from cavity A.
При выключении ГТД ротор 3 под воздействием сил пружины 17 сдвигается вместе с поршнем 10 вправо, увеличивая осевой зазор Δ до максимальной величины (3-4 мм). When GTE is turned off, the rotor 3 under the influence of the forces of the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94026970A RU2106507C1 (en) | 1994-07-15 | 1994-07-15 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94026970A RU2106507C1 (en) | 1994-07-15 | 1994-07-15 | Gas-turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94026970A RU94026970A (en) | 1996-05-27 |
RU2106507C1 true RU2106507C1 (en) | 1998-03-10 |
Family
ID=20158614
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94026970A RU2106507C1 (en) | 1994-07-15 | 1994-07-15 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2106507C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493388C1 (en) * | 2012-03-27 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Seal of gas turbine engine combustion chamber-to-stator joint |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2495256C1 (en) * | 2012-04-12 | 2013-10-10 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine turbine |
-
1994
- 1994-07-15 RU RU94026970A patent/RU2106507C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Турбовинтовой двигатель АИ-24. Техническое описание. Авиаэкспорт, СССР, Москва, 1972, с.14, рис. 11. 2. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493388C1 (en) * | 2012-03-27 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Seal of gas turbine engine combustion chamber-to-stator joint |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU94026970A (en) | 1996-05-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4527912A (en) | Squeeze film damper | |
US5791868A (en) | Thrust load compensating system for a compliant foil hydrodynamic fluid film thrust bearing | |
CA2371470C (en) | High thrust turbocharger rotor with ball bearings | |
JP6577509B2 (en) | System and method for variable squeeze film damper | |
US5311734A (en) | System and method for improved engine cooling in conjunction with an improved gas bearing face seal assembly | |
US20170335767A1 (en) | Self-pressurizing film damper | |
CN101178016B (en) | Set of insulating sheets on a casing to improve blade tip clearance | |
JP6856404B2 (en) | Squeeze film damper bearing device | |
JP4485729B2 (en) | Device for compensating axial thrust in turbomachines | |
RU2601067C2 (en) | Rotary machine operating method | |
RU2106507C1 (en) | Gas-turbine engine | |
CA2729261C (en) | Axial load damping system for rotor shaft | |
EP2964907B1 (en) | Gas turbine engine clearance control | |
US5232334A (en) | Rotary machine having an axial abutment that retracts automatically by means of a flexible membrane subjected to the pressure of a fluid | |
JPH04187801A (en) | Seal portion interval adjustor for turbine | |
RU2124132C1 (en) | Gas-turbine engine | |
RU185197U1 (en) | TURBOGENERATOR | |
RU2075658C1 (en) | Gas-turbine engine rotor support | |
CN113614332B (en) | Shaft sealing system, turbomachine having a shaft sealing system, and method of sealing a shaft | |
JPS6137765Y2 (en) | ||
CN216767490U (en) | Turning device and gas turbine | |
RU2241841C2 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2166672C2 (en) | Support for turbo-compressor rotor | |
RU2001134341A (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
JPH0441902A (en) | Seal structure for rotor blade tip section |