Опора турбины



Опора турбины
Опора турбины
Опора турбины
Опора турбины

 


Владельцы патента RU 2525383:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

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.

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.



 

Похожие патенты:

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины.

Изобретение относится к уплотнению вала для турбомашины. Уплотнение вала для турбомашины содержит нагружаемое технологическим газом и запираемое со стороны процесса уплотнение технологического газа и нагружаемое воздухом и запираемое со стороны атмосферы атмосферное уплотнение.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем.

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода.

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину.

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата.

Подвижный уплотнительный элемент с масляным охлаждением для вращающегося уплотнения между корпусом двигателя и валом установлен с возможностью вращения в корпусе двигателя.

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом.

Изобретение относится к уплотнителю, предназначенному для расположения между турбореактивным двигателем и гондолой воздушного судна. .

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки.

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования.

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения.

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения. В одной из опор ротора используют роликовый подшипник с овальной беговой дорожкой кольца подшипника, связанного силовыми элементами со статором двигателя. Установку подшипника на опоре осуществляют таким образом, что большая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, при этом жесткость опоры и параметр овала дорожки качения кольца подшипника выбирают из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет предотвратить резонанс ротора на критической частоте его вращения. 2 ил.
Наверх