RU2525383C1 - Опора турбины - Google Patents
Опора турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525383C1 RU2525383C1 RU2013117676/06A RU2013117676A RU2525383C1 RU 2525383 C1 RU2525383 C1 RU 2525383C1 RU 2013117676/06 A RU2013117676/06 A RU 2013117676/06A RU 2013117676 A RU2013117676 A RU 2013117676A RU 2525383 C1 RU2525383 C1 RU 2525383C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- support
- shaft
- cavity
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора δ в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5…2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.
Description
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна опора турбины, включающая в себя подшипник с установленным в нем ротором турбины и систему лабиринтных уплотнений, отделяющих воздушные полости от масляных полостей (патент US №6883303, F01D 25/16, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции являются повышенные утечки горячего воздуха в масляную полость опоры из-за низкой эффективности лабиринтных уплотнений, что снижает надежность опоры турбины.
Наиболее близкой к заявляемой является опора турбины, включающая в себя подшипник с установленным в нем ротором с диском турбины, а также лабиринтные уплотнения, отделяющие масляную полость опоры от воздушных полостей, окружающих диск турбины (патент US №7921634, F02K 3/02, 3/072, 2011 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной теплоотдачи от диска турбины в масляную полость опоры, а также из-за повышенных термических напряжений ближнего к диску со стороны опоры лабиринта.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности опоры турбины путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков, а также в снижении термических напряжений в ближнем к диску турбины лабиринте опоры.
Указанный технический результат достигается тем, что в опоре турбины, содержащей подшипник, вал и лабиринт с фланцем между подшипником и диском турбины, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, с внешней стороны фланца лабиринта установлен дополнительный фланец с образованием полости продувки, на входе соединенной с воздушной полостью кожуха вала, а на выходе, через наклонные к оси опоры пазы и каналы в лабиринте и в валу, с внутренней полостью вала, причем пазы от входа к выходу направлены по направлению вращения вала, при этом с внешней стороны дополнительного фланца установлен дефлектор с байонетным креплением внутреннего хвостовика на дополнительном фланце и с образованием щелевой воздушной полости, а ближний к диску турбины лабиринт опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками на рабочей поверхности обода увеличенной толщины, при этом отношение h/δ=1,5…2,5, a D/ Н=20…40, где
h - высота микрогребешка,
δ - величина радиального зазора в ближнем к диску лабиринте,
D - максимальный диаметр ближнего к диску лабиринта,
Н - минимальная толщина обода лабиринта.
Установка с внешней стороны фланца лабиринта дополнительного фланца с образованием полости продувки, на входе соединенной с воздушной полостью кожуха вала, позволяет за счет прокачки охлаждающего воздуха через полость продувки существенно снизить тепловой поток, поступающий в масляную полость опоры, что повышает ее надежность.
Соединение полости продувки на выходе с внутренней полостью вала через наклонные к оси опоры и направленные от входа к выходу воздуха в сторону вращения вала пазы, а также через каналы в лабиринте и в валу позволяет уменьшить осевые габариты лабиринта и уменьшить гидравлическое сопротивление охлаждающего воздуха на входе в каналы лабиринта, что способствует увеличению расхода охлаждающего воздуха через полость продувки и снижает температуру вала между подшипником и диском турбины, повышая таким образом долговечность подшипника опоры.
Установка с внешней стороны дополнительного фланца дефлектора с образованием щелевой воздушной полости с байонетным креплением внутреннего хвостовика дефлектора на дополнительном фланце снижает тепловые потоки, поступающие в воздушную полость продувки, что способствует снижению температуры вала, а также исключает коробление дополнительного фланца лабиринта из-за разницы температурных деформаций дополнительного фланца и дефлектора.
Выполнение ближнего к диску турбины лабиринта опоры с увеличенной толщиной обода и с уплотнительными микрогребешками на рабочей поверхности способствует снижению температурных градиентов в ободе лабиринта, уменьшает термические напряжения в ободе и в уплотнительных микрогребешках и препятствует образованию трещин в ободе лабиринта.
При h/δ<1,5 ухудшается работа лабиринта в случае касания ротора о статор,
при h/δ>2,5 возможно образование трещин на микрогребешках,
при D/H<20 увеличивается вес опоры,
при D/H>40 возможно образование трещин на ободе лабиринта.
На фиг.1 изображен продольный разрез опоры турбины.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - вид А на фиг.2.
На фиг.4 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Опора 1 турбины состоит из статора 2, в котором установлено наружное кольцо 3 подшипника 4, и ротора 5, на валу 6 которого размещены внутреннее кольцо 7 подшипника 4 и диск 8 турбины.
Масляная полость 9 опоры 1 ограничена со стороны диска 8 турбины фланцем 10 лабиринта 11, с внешней стороны которого установлен дополнительный фланец 12 с образованием воздушной полости продувки 13, на входе соединенной с воздушной полостью 14 кожуха вала 15, а на выходе, через наклонные к оси 16 опоры 1 пазы 17 и каналы 18 в лабиринте 11, а также каналы 19 в валу 6, с внутренней полостью 20 вала 6. Пазы 17 от входа 21 к выходу 22 направлены по направлению 23 вращения вала 6, что снижает гидравлические потери при заходе потока 24 охлаждающего воздуха из пазов 17 в каналы 18 лабиринта 11.
С внешней стороны дополнительного фланца 12 установлен дефлектор 25 с байонетным креплением 26 внутреннего хвостовика 27 дефлектора 25 с дополнительным фланцем 12 и с образованием щелевой воздушной полости 28.
Поток 29 охлаждающего воздуха повышенного давления, поступающий в полость повышенного давления 30 на охлаждение диска турбины 8, имеет повышенную температуру, и для снижения термических напряжений и предотвращения образования трещин ближний к диску 8 лабиринт 31, отделяющий полость 30 повышенного давления от полости сброса воздуха 32, выполнен с толщиной обода 33 увеличенной толщины и с уплотнительными микрогребешками 34 на рабочей поверхности 35 обода 33.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе опоры 1 турбины дефлектор 25 с щелевой воздушной полостью 28 существенно снижает тепловые потоки в полость продувки 13 и в масляную полость 9 без увеличения осевых габаритов опоры 1.
Claims (1)
- Опора турбины, содержащая подшипник, вал и лабиринт с фланцем между подшипником и диском турбины, отличающаяся тем, что с внешней стороны фланца лабиринта установлен дополнительный фланец с образованием полости продувки, на входе соединенной с воздушной полостью кожуха вала, а на выходе, через наклонные к оси опоры пазы и каналы в лабиринте и в валу, с внутренней полостью вала, причем пазы от входа к выходу направлены по направлению вращения вала, при этом с внешней стороны дополнительного фланца установлен дефлектор с байонетным креплением внутреннего хвостовика на дополнительном фланце и с образованием щелевой воздушной полости, а ближний к диску турбины лабиринт опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками на рабочей поверхности обода увеличенной толщины, при этом отношение h/δ=1,5…2,5, a D/H=20…40, где
h - высота микрогребешка,
δ - величина радиального зазора в ближнем к диску лабиринте,
D - максимальный диаметр ближнего к диску лабиринта,
Н - минимальная толщина обода лабиринта.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013117676/06A RU2525383C1 (ru) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Опора турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013117676/06A RU2525383C1 (ru) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Опора турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2525383C1 true RU2525383C1 (ru) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355338
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013117676/06A RU2525383C1 (ru) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Опора турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2525383C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU40651U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
RU2342547C2 (ru) * | 2003-08-05 | 2008-12-27 | Снекма Моторс | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
DE102009054007A1 (de) * | 2009-11-19 | 2011-05-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbine mit hydraulischer Dichtung |
-
2013
- 2013-04-16 RU RU2013117676/06A patent/RU2525383C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2342547C2 (ru) * | 2003-08-05 | 2008-12-27 | Снекма Моторс | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
RU40651U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
DE102009054007A1 (de) * | 2009-11-19 | 2011-05-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbine mit hydraulischer Dichtung |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3228836B1 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
EP3260718B1 (en) | Squeeze film damper for a rolling bearing of a gas turbine engine with a check-valve in the supply passage | |
US7465148B2 (en) | Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine | |
RU2504662C2 (ru) | Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе | |
US9771830B2 (en) | Housing section of a turbine engine compressor stage or turbine engine turbine stage | |
EP2325438B1 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
US10012101B2 (en) | Seal system for a gas turbine | |
KR101989548B1 (ko) | 일체형 열 실드를 구비한 터보차저 베어링 하우징 | |
RU2537113C1 (ru) | Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления | |
RU2705319C2 (ru) | Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата | |
RU2619327C2 (ru) | Узел турбомашины | |
US9476355B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section | |
WO2007135449A1 (en) | A turbine for a turbocharger | |
US9488069B2 (en) | Cooling-air guidance in a housing structure of a turbomachine | |
JP5797724B2 (ja) | 排気ガスターボチャージャ | |
JP2017129107A (ja) | 排気フレーム | |
RU2525383C1 (ru) | Опора турбины | |
CN110344927B (zh) | 内燃机 | |
EP3246522B1 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
US9657592B2 (en) | Cooling device for a jet engine | |
RU2451195C1 (ru) | Лабиринтное уплотнение турбомашины | |
RU2470162C1 (ru) | Турбина высокого давления | |
RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
RU2534684C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины |
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 |