Опора турбины газотурбинного двигателя



Опора турбины газотурбинного двигателя
Опора турбины газотурбинного двигателя
Опора турбины газотурбинного двигателя
Опора турбины газотурбинного двигателя
Опора турбины газотурбинного двигателя
Опора турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2464435:

Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

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.

 

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.

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам работы газотурбинных двигателей, предназначенных для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям, предназначенным для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах. .

Изобретение относится к системе маслоулавливания, предназначенной для авиационного двигателя, включающего в себя корпус, ограничивающий объем, в котором содержится вращающийся вал и смесь воздуха и масла, предназначенная для обработки.

Изобретение относится к конструкциям опор газотурбинных двигателей, в частности, к конструкциям цапф вала. .

Маслобак // 2456462
Изобретение относится к области смазки машин и двигателей и может быть использовано в авиадвигателестроении, а именно в системе смазки сверхзвуковых маневренных самолетов.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД). .

Изобретение относится к компрессорной технике и может быть использовано при проектировании блочных компрессорных агрегатов, смонтированных на опорной раме. .

Изобретение относится к области общего машиностроения и может быть использовано при проектировании опорных устройств, преимущественно для компрессорного оборудования.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано на электростанциях при эксплуатации паровых турбин. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к тепловой защите объектов, и может быть использовано, например, при изготовлении газоводов выхлопных трактов газотурбинных электростанций.

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и к энергетическим газотурбинным установкам. .

Изобретение относится к способу монтажа, например, газотурбинного агрегата, в частности его турбогруппы, на фундаментной плите. .

Изобретение относится к компрессорной технике и может быть использовано при проектировании компрессорных агрегатов в блочно-контейнерном исполнении
Наверх