Упругодемпферная опора турбины


 


Владельцы патента RU 2540208:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В упругодемпферной опоре (1) турбины корпус (2) содержит радиальное ребро (7) с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость (10) фланцами (8) и (9) и стенку (11) с пристыкованными к ней трубами (18) подвода воздуха. Стенка (11) выполнена радиальной с плоской поверхностью (19) стыка с трубами (18) подвода воздуха. Между радиальной стенкой (11) и радиальным ребром (7) выполнена упругая цилиндрическая перемычка (20). Отношение среднего диаметра роликоподшипника D к осевой длине цилиндрической перемычки L находится в пределах 2…6. Отношение осевой длины цилиндрической перемычки L к минимальной толщине цилиндрической перемычки h находится в пределах 10…20. Путем снижения термических напряжений в корпусе упругодемпферной опоры повышается ее надежность, а также снижаются паразитные утечки охлаждающего воздуха. 1 ил.

 

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

Известна упругодемпферная опора турбины, корпус которой содержит радиальное кольцевое ребро, к которому присоединены фланцы, ограничивающие масляную полость опоры (патент RU №2414613, МПК F02C 7/06).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных термических напряжений в корпусе опоры.

Наиболее близкой к заявляемой является упругодемпферная опора турбины, корпус которой содержит радиальное ребро с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость опоры фланцами, а также наклонную стенку с пристыкованными к ней трубами подвода воздуха (патент RU №2261350, МПК F02C 7/12, 7/06).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных термических напряжений в корпусе из-за разницы температуры его элементов, а также повышенные паразитные утечки охлаждающего воздуха, так как трубы стыкуются с наклонной стенкой корпуса по конической поверхности.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности упругодемпферной опоры турбины путем снижения термических напряжений в ее корпусе, а также в снижении паразитных утечек охлаждающего воздуха.

Указанный технический результат достигается тем, что в упругодемпферной опоре турбины, корпус которой содержит радиальное ребро с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость фланцами и стенку с пристыкованными к ней трубами подвода воздуха, согласно изобретению стенка выполнена радиальной с плоской поверхностью стыка с трубами подвода воздуха, а между радиальной стенкой и радиальным ребром выполнена упругая цилиндрическая перемычка, при этом отношение D/L=2…6 и L/h=10…20, где:

D - средний диаметр роликоподшипника,

L - осевая длина цилиндрической перемычки,

h - минимальная толщина цилиндрической перемычки.

Выполнение стенки радиальной с плоской поверхностью стыка стенки с трубами позволяет исключить паразитные утечки охлаждающего воздуха и уменьшить гидравлические потери, так как уменьшаются гидравлические потери на поворот потока воздуха.

Температура охлаждающего воздуха существенно превышает температуру масла в масляной полости, и поэтому температура радиальной стенки существенно превышает температуру радиального ребра корпуса опоры.

Для уменьшения термических напряжений в корпусе опоры между радиальной стенкой и радиальным ребром выполнена упругая в радиальном направлении цилиндрическая перемычка, которая допускает температурные деформации стенки и ребра без образования дополнительных термических напряжений, что повышает надежность конструкции.

При D/L<2 - возможно образование дополнительных термических напряжений между стенкой и ребром корпуса.

При D/L>6 - возрастают осевые габариты опоры.

При L/h<10 - увеличиваются напряжения в цилиндрической перемычке при температурных деформациях стенки и ребра.

При L/h>20 - уменьшается прочность корпуса опоры.

На чертеже изображен продольный разрез упругодемпферной опоры турбины.

Упругодемпферная опора 1 турбины состоит из корпуса 2, в котором установлен внешний упругий элемент 3, а также внутренний упругий элемент 4, в котором размещено наружное кольцо 5 роликоподшипника 6.

Корпус 2 содержит радиальное ребро 7, к которому пристыкованы фланцы 8 и 9, ограничивающие масляную полость 10 роликоподшипника 6. Корпус 2 радиальной стенкой 11 через эксцентриковое кольцо 12 крепится к внутреннему корпусу 13 камеры сгорания 14. Также в стенке 11 выполнены осевые отверстия 15, через которые в воздушную полость 16 поступает охлаждающий воздух 17, который подается по трубам 18, пристыкованным к радиальной стенке 11 по плоской поверхности 19.

Радиальная стенка 11 нагревается до повышенной температуры как за счет теплоотдачи от камеры сгорания 14, так и за счет подогрева от потока охлаждающего воздуха 17, который идет на охлаждение второй рабочей лопатки турбины (не показано) и температура которого значительно превышает температуру масла в масляной полости 10 опоры 1.

Для исключения дополнительных термических напряжений из-за разницы температур между радиальным ребром 7 и радиальной стенкой 11 выполнена упругая и податливая в радиальном направлении цилиндрическая перемычка 20, что повышает надежность упругодемпферной опоры 1.

Работает устройство следующим образом.

При работе упругодемпферной опоры 1 тепловой поток от высокотемпературной камеры сгорания 14 по радиальной стенке 11 корпуса 2 стремится попасть в радиальное ребро 7 и далее - в наружное кольцо 5 роликоподшипника 6, что могло бы снизить надежность опоры 1. Однако этого не происходит, так как протяженная в осевом направлении и тонкостенная в поперечном сечении перемычка 20 между стенкой 11 и ребром 7 способствует рассеиванию теплового потока в окружающее пространство.

Упругодемпферная опора турбины, корпус которой содержит радиальное ребро с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость фланцами и стенку с пристыкованными к ней трубами подвода воздуха, отличающаяся тем, что стенка выполнена радиальной с плоской поверхностью стыка с трубами подвода воздуха, а между радиальной стенкой и радиальным ребром выполнена упругая цилиндрическая перемычка, при этом отношение D/L=2…6 и L/h=10…20, где:
D - средний диаметр роликоподшипника,
L - осевая длина цилиндрической перемычки,
h - минимальная толщина цилиндрической перемычки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в магистрали подачи масла в двигатель, причем петля сифонного затвора с жиклером стравливания воздуха расположена внутри полости маслобака, а жиклер сообщен со свободным его объемом, согласно изобретению, восходящая часть петли сифонного затвора образована магистралью подвода масла к фильтру, а ниспадающая часть петли образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку.

Газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, включающий вал. Один конец вала жестко скреплен с рабочим колесом турбины, на который насажена цилиндрическая втулка ротора, выполненный с возможностью его газодинамического поддержания, а на свободном конце зафиксировано колесо центробежного компрессора, снабженный упорным подшипником.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора.

Настоящее изобретение относится к области разработки газотурбинных двигателей, а более конкретно к конструкции газосборника выходного устройства турбовальных двигателей - ТВаД, предназначенных для эксплуатации в составе вертолетов.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к авиадвигателестроению, а именно к системам смазки ГТД. Характерная особенность предложенной маслосистемы - предварительная грубая очистка сжатых воздуха и газов, поступающих в суфлирующую магистраль масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины, от водомасляных загрязнений, что позволяет снизить гидравлическое сопротивление объединенной, единой магистрали суфлирования, сообщающейся со всеми остальными суфлируемыми масляными полостями двигателя, и дает возможность уменьшить рабочую нагрузку на суфлер-сепаратор, обеспечивающий окончательную чистовую очистку выбрасываемых в окружающую атмосферу воздуха и газов.

Маслосистема энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ) относится к области двигателестроения, а именно к маслосистемам ЭГТУ, применяемым на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.).

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных турбореактивных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбореактивного двигателя включает внутреннюю втулку, соединенную с С-образным упругим элементом, опорное кольцо и задний фланец лабиринта.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции опор роторов турбомашин, содержащих радиально-упорные подшипники. Опора ротора содержит радиально-упорный шариковый подшипник, наружное кольцо которого установлено в корпусе, который в свою очередь механически соединен со статором, и цапфу ротора.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции упругих опор с изменяемой податливостью, применяемых в стендовых динамических испытаниях роторов турбомашин.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки.

Изобретение быть использовано при проектировании элементов стендового оборудования, предназначаемого для позиционирования гироприборов в процессе их точностных испытаний.

Газотурбинный двигатель, на цилиндрической втулке которого со стороны, прилегающей к колесу турбины, надета первая чашеобразная цапфа-пята первого радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу турбины, при этом на свободном конце вала последовательно установлены с упором друг в друга, вторая чашеобразная цапфа-пята второго радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу компрессора, первый и второй упорные лепестковые газовые подшипники, колесо центробежного компрессора и балансировочная шайба, зафиксированные гайкой.

Изобретение относится к энергетике. Упругая опора ротора турбомашины, содержащая установленный на валу радиальный подшипник, корпус которого соединен со статорным элементом, причём статорный элемент снабжен прорезями с образованными между ними балочками, сориентированными в радиальном направлении относительно оси опоры.

Газотурбинный двигатель, на вал которого надета цилиндрическая втулка, выполненная из немагнитного материала, одним концом упертая в торцевую поверхность колеса турбины, а другим упертая в кольцевой выступ пяты, выполненной из немагнитного материала, надетой на вал, на участке, примыкающем к колесу компрессора.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции упругих опор роторов турбомашин. Упругая опора содержит установленный на валу подшипник, статорный элемент, обечайку, по меньшей мере, две спицы и кольцевой элемент с фланцем. Обечайка закреплена на наружном кольце подшипника и соединена со статорным элементом через упругий элемент типа «беличье колесо» фланцевым соединением. Спицы жестко закреплены на статорном элементе и расположены в отверстиях между крепежными элементами фланцевого соединения. Фланец кольцевого элемента имеет отверстия под спицы диаметром больше диаметра спиц. Кольцевой элемент установлен с зазором относительно упругого элемента типа «беличье колесо» и одним концом жестко закреплен на обечайке перед упругим элементом типа «беличье колесо». Изобретение позволяет повысить надежность турбомашины. 1 ил.
Наверх