RU2464435C1 - Опора турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Опора турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2464435C1 RU2464435C1 RU2011117430/06A RU2011117430A RU2464435C1 RU 2464435 C1 RU2464435 C1 RU 2464435C1 RU 2011117430/06 A RU2011117430/06 A RU 2011117430/06A RU 2011117430 A RU2011117430 A RU 2011117430A RU 2464435 C1 RU2464435 C1 RU 2464435C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pipe
- outlet
- air
- air cavity
- deflector
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины газотурбинного двигателя содержит силовые стойки, внутри одной из которых расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе. Трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором. Внутренняя воздушная полость коллектора на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой. На выходе воздушная полость через выходную перфорацию в дефлекторе соединена с воздушной полостью силовой стойки. Внешний фланец трубы подвода масла выполнен с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора. Изобретение позволяет повысить надежность опоры турбины газотурбинного двигателя. 6 ил.
Description
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна опора турбины газотурбинного двигателя, силовые стойки которой выполнены наклонными к оси ротора турбины (патент US №6883303 B1).
Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за деформации наклонных стоек под действием радиальных нагрузок.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является опора турбины газотурбинного двигателя, размещенная в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления (патент US №6763653 B2).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры силовых стоек опоры и труб подвода масла на смазку размещенного в опоре подшипника.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности опоры турбины газотурбинного двигателя путем организации эффективной системы охлаждения силовых стоек и труб подвода масла опоры.
Сущность технического решения заключается в том, что в опоре турбины газотурбинного двигателя с силовыми стойками и с трубами подвода масла внутри силовых стоек, согласно изобретению, внутри одной из силовых стоек расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе, а трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором, внутренняя воздушная полость которого на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой, и далее через выходную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью силовой стойки, причем внешний фланец трубы подвода масла выполнен с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора.
Расположение внутри одной из силовых стоек трубы подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе позволяет обеспечить равномерную подачу холодного воздуха на все силовые стойки опоры, что снижает температуру стоек и повышает надежность опоры турбины газотурбинного двигателя.
Выполнение труб подвода масла с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором, внутренняя полость которого на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой позволяет организовать эффективное охлаждение труб подвода масла, что уменьшает подогрев масла в трубах и исключает его коксование, повышая тем самым надежность работы подшипника опоры.
Соединение воздушной полости дефлектора через его выходную перфорацию с воздушной полостью силовой стойки позволяет наиболее полно использовать хладоресурс охлаждающего воздуха и охлаждать силовые стойки с расположенными в них трубами подвода масла.
Выполнение внешнего фланца трубы подвода масла с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора, позволяет исключить повышенные напряжения в трубе при ее присоединении к наружному трубопроводу и обеспечить взаимные радиальные температурные деформации трубы и силовой стойки при работе опоры турбины. При этом труба фиксируется в окружном направлении.
На фиг.1 изображен продольный разрез опоры турбины газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - сечение А-А на фиг 1.
На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.
На фиг.4 - элемент I на фиг.3 в увеличенном виде.
На фиг.5 - элемент II на фиг.3 в увеличенном виде.
На фиг.6 - вид В на фиг.4.
Опора турбины газотурбинного двигателя 1 состоит из наружного корпуса 2 и закрепленных в нем резьбовыми соединениями 3 силовых полых стоек 4 с кольцевым внутренним корпусом 5. Полые стойки 4 расположены в профилированных обтекателях 6, которые размещены в переходном канале 7 между турбиной высокого давления 8 и турбиной низкого давления 9. Во внутренней полости 10 одной из стоек 4 размещена труба 11 подвода охлаждающего воздуха 12 с распределительным патрубком 13 на выходе, через боковые отверстия 14 которого охлаждающий воздух 12 растекается в окружном направлении в основной 15 и дополнительной 16 воздушных полостях. Во внутренних полостях 10 полых стоек 4, число которых для улучшения вибропрочности рабочих лопаток 17 турбины 8 выбрано простым, примерно равномерно по окружности от трубы 11 подвода охлаждающего воздуха, размещены также верхняя 18 и нижняя 19 трубы подвода масла. Каждая из труб 18 и 19 выполнена с установленным с внешней стороны от наружного корпуса 2 опоры воздушным коллектором 20, внутренняя воздушная полость 21 которого на входе соединена с каналом подвода 22 охлаждающего воздуха, а на выходе - через входную перфорацию 23 - с воздушной полостью 24 между цилиндрическим дефлектором 25, охватывающим трубы 18 и 19 с внешней стороны и самой трубой. На выходе воздушная полость 24 через выходную перфорацию 26 дефлектора 25 соединена с внутренней воздушной полостью 10 силовой стойки 4, а также с основной 15 и с дополнительной 16 кольцевыми воздушными полостями. Внешний фланец 27 труб 18 и 19 выполнен с прямоугольным хвостовиком 28, телескопически в радиальном направлении установленным в прямоугольном отверстии 29 коллектора 20. Охлаждающий воздух 12 из внутренних полостей 10 стоек 4 по каналам 30 в наружном корпусе 2 поступает в подкапотное пространство 31 опоры турбины 1.
Работает устройство следующим образом.
При работе опоры турбины газотурбинного двигателя 1 охлаждающий воздух 12 охлаждает силовые стойки 4, в которых расположены трубы 11, 18 и 19, а также через кольцевые полости 15 и 16 - остальные стойки 4 опоры 1, расход воздуха через которые регулируется подбором проходных площадей каналов 30 в наружном корпусе 2.
Claims (1)
- Опора турбины газотурбинного двигателя с силовыми стойками и с трубами подвода масла внутри силовых стоек, отличающаяся тем, что внутри одной из силовых стоек расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе, а трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором, внутренняя воздушная полость которого на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой, и далее через выходную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью силовой стойки, причем внешний фланец трубы подвода масла выполнен с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011117430/06A RU2464435C1 (ru) | 2011-04-29 | 2011-04-29 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011117430/06A RU2464435C1 (ru) | 2011-04-29 | 2011-04-29 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2464435C1 true RU2464435C1 (ru) | 2012-10-20 |
Family
ID=47145448
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011117430/06A RU2464435C1 (ru) | 2011-04-29 | 2011-04-29 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2464435C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534669C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины низкого давления |
RU2534671C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины |
RU2560654C1 (ru) * | 2014-06-02 | 2015-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины газотурбинного двигателя |
RU2722514C2 (ru) * | 2015-07-21 | 2020-06-01 | Сафран Эркрафт Энджинз | Выпускной корпус газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и летательный аппарат |
CN117569923A (zh) * | 2024-01-12 | 2024-02-20 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机涡轮支点结构 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4080783A (en) * | 1976-07-28 | 1978-03-28 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine lubrication system |
RU2211346C1 (ru) * | 2002-02-05 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2219360C1 (ru) * | 2002-05-30 | 2003-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Опора турбины газотурбинного двигателя |
US6763653B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
RU2375596C1 (ru) * | 2008-04-28 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Опора турбины газотурбинного двигателя |
-
2011
- 2011-04-29 RU RU2011117430/06A patent/RU2464435C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4080783A (en) * | 1976-07-28 | 1978-03-28 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine lubrication system |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
RU2211346C1 (ru) * | 2002-02-05 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2219360C1 (ru) * | 2002-05-30 | 2003-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Опора турбины газотурбинного двигателя |
US6763653B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
RU2375596C1 (ru) * | 2008-04-28 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534669C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины низкого давления |
RU2534671C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины |
RU2560654C1 (ru) * | 2014-06-02 | 2015-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины газотурбинного двигателя |
RU2722514C2 (ru) * | 2015-07-21 | 2020-06-01 | Сафран Эркрафт Энджинз | Выпускной корпус газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и летательный аппарат |
CN117569923A (zh) * | 2024-01-12 | 2024-02-20 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机涡轮支点结构 |
CN117569923B (zh) * | 2024-01-12 | 2024-04-05 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机涡轮支点结构 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2464435C1 (ru) | Опора турбины газотурбинного двигателя | |
EP2692998B1 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
CA2802542C (en) | Oil purge system for a mid turbine frame | |
US9803501B2 (en) | Engine mid-turbine frame distributive coolant flow | |
RU2365821C2 (ru) | Диффузор для кольцевой камеры сгорания, в частности для турбинного двигателя самолета, а также камера сгорания и авиационный турбовинтовой двигатель, содержащие такой диффузор | |
CN105257429B (zh) | 组合式火箭发动机 | |
US11306658B2 (en) | Cooling system for a turbine engine | |
WO2014178731A3 (en) | A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine | |
WO2011129724A1 (en) | A strut, a gas turbine engine frame comprising the strut and a gas turbine engine comprising the frame | |
EP2354491A3 (en) | Gas turbine engine steam injection manifold | |
EP3045683B1 (en) | Cooling passages for a mid-turbine frame | |
RU2013118661A (ru) | Система (варианты) и способ охлаждения турбины | |
RU2015134385A (ru) | Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя | |
EP2944772B1 (en) | Anti-icing internal manifold for a gas turbine engine | |
EP3214287B1 (en) | Supercharger and engine | |
CN203614465U (zh) | 一种压气机的隔板式减涡装置及压气机 | |
CN205190059U (zh) | 组合式火箭发动机 | |
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
KR102120499B1 (ko) | 배기가스 터빈의 세척 장치 | |
JP2017223218A (ja) | インペラ搭載型渦流スポイラ | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2534684C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2490496C2 (ru) | Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2287073C2 (ru) | Силовая турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |