Опора турбины низкого давления

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов. Силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, причем средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости. Силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления. 3 ил.

 

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

Известна опора турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающая в себя радиальные стойки опоры (патент RU 2198311, МПК F02C 7/052, опубл. 10.02.2003).

Недостатком такой конструкции является повышенная температура радиальных стоек, что снижает надежность опоры турбины низкого давления.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой и принятой за прототип является опора турбины низкого давления, радиальные стойки которой расположены в обтекателях, размещенных в газовом тракте турбины низкого давления (патент RU 2305786, МПК F02C 7/12, опубл. 10.09.2007).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность опоры и пониженная экономичность турбины низкого давления вследствие неэффективного охлаждения силовых радиальных стоек опоры.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении эффективности охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение силовых стоек опоры турбины низкого давления.

Технический результат достигается тем, что в опоре турбины низкого давления с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины, согласно изобретению, обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости равным 10…50 градусов, при этом силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, а средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, причем силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, выполнение обтекателей силовых стоек опоры с передней, средней и задней полостями, с размещением силовых стоек в средней воздушной полости, позволяет минимизировать подвод тепла в силовые стойки с передней и задней по потоку газа сторон, так как передняя и задняя полости являются изолирующими от теплового потока, что повышает эффективность охлаждения силовых стоек.

Выполнение обтекателей силовых стоек с симметричным наружным профилем по наружной поверхности, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля относительно радиальной плоскости равным 10…50 градусов позволяет улучшить работу турбины низкого давления за счет допущения остаточной закрутки на выходе из турбины низкого давления.

При Y<10 градусов снижается коэффициент полезного действия турбины низкого давления; при Y>50 градусов увеличиваются гидравлические потери в канале между обтекателями стоек.

Выполнение средней полости каждого обтекателя с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха.

Выполнение силовых стоек с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя позволяет максимально увеличить площадь поперечного сечения внутренней полости стойки для прохода охлаждающего воздуха и обеспечить интенсивное охлаждение силовых стоек при минимальном загромождении газового канала между турбинами.

На фиг. 1 - представлен продольный разрез опоры турбины низкого давления;

На фиг. 2 - представлен элемент I;

На фиг. 3 - представлено сечение А-А.

Опора турбины низкого давления 1 включает в себя силовые стойки 2, с газовым трактом 3 проточной части 4 на выходе из турбины низкого давления 5 с помощью обтекателей силовых стоек 6. Силовые стойки 2 соединяют между собой наружный корпус 7 турбины низкого давления 5 с внутренним корпусом опоры 8, в котором расположен роликоподшипник 9. Обтекатели силовых стоек 6 выполнены с передней 10, средней 11 и задней 12 полостями, разделенными между собой перегородками 13 и 14, и с симметричным наружным профилем 15, с углом Y наклона оси симметрии 17 наружного профиля 15 обтекателя 6 относительно радиальной плоскости 18, равным 10…50 градусов.

Силовые стойки 2 установлены в средней полости 11 обтекателя 6, а средняя полость 11 каждого обтекателя 6 выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек 2, установленных в указанной полости, причем силовые стойки 2 выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью 19, образующей внутреннюю полость 20 и с цилиндрическими 21, 22 и плоскими 23, 24 поверхностями наружной поверхности 16, с образованием щелевых воздушных полостей 25, 26 между внешними плоскими боковыми поверхностями 23,24 силовой стойки 2 и внутренними плоскими боковыми поверхностями 27, 28 стенок средней воздушной полости 11 обтекателя 6.

Работает данное устройство следующим образом. При работе опоры турбины низкого давления 1 расход охлаждающего воздуха 32 из внутренней полости 31 в среднюю полость 11 на охлаждение силовых стоек 2 минимален и силовые стойки 2 опоры 1 имеют пониженные температуры благодаря повышенным скоростям охлаждающего воздуха 32 в щелевых воздушных полостях 25, 26 и минимальной наружной поверхности силовой стойки 2, защищенной от контакта с газовым потоком 3 обтекателем 6 с передней 10, средней 11 и с задней 12 полостями.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет эффективно охлаждать силовые стойки при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления.

Опора турбины низкого давления с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины, отличающаяся тем, что обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов, при этом силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, а средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, причем силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя.



 

Похожие патенты:

Сопло используется для распыления жидкого вещества по направлению к компрессору (1) газотурбинного двигателя и содержит: удлиненный корпус, имеющий конец для выброса жидкого вещества, канал для жидкого вещества, внутренний относительно упомянутого удлиненного корпуса и проходящий до упомянутого конца, выемку, расположенную на упомянутом конце.

Объектом изобретения является крышка (1) центробежного компрессора, предназначенная для крепления на картере (13, 15) газотурбинного двигателя и содержащая множество отверстий (16).

Компонент ротора для узла ротора машины, приводимой в действие энергией текучей среды, выполнен из материала, подверженного коррозии и/или окислению, и расположен концентрично оси вращения узла ротора.

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Цапфа для турбины высокого давления выполнена с возможностью установки между валом турбины низкого давления и внутренней поверхностью опоры уплотнения турбины низкого давления и содержит удлинение для сбрасывания капель и углубление.

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к способу контрения завинченного в резьбовое гнездо (2) турбинной установки (29) резьбового элемента (3), выполненного в виде монтажного винта (4).

Изобретение относится к корпусу воздухозаборника для турбомашины, и, более точно, к корпусу воздухозаборника, имеющему форсунки для впрыскивания очищающего вещества.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к конструкции упругодемпферных опор роторов турбомашин. Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит вал, опирающийся на радиальный подшипник, статорный элемент с выполненными в нем отверстиями для подачи масла и кольцевой проточкой.

Изобретение относится в целом к подшипниковым узлам и, в частности, к подшипниковым узлам скольжения, содержащим упругосмонтированные вкладыши подшипников с диффундирующим газом.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для крепления подшипников и регулирования вибраций вала как в высокооборотных устройствах, например турбинах, так и в низкооборотных, например инкубаторах.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в подшипниковых узлах насосов, турбин, компрессоров. Упорный подшипник скольжения ротора насоса включает установленные в корпусе с обеих сторон упорного диска ротора насоса опорные обоймы, состоящие из основания, сепаратора, ограничивающего перемещение сегментов в тангенциальном направлении, установленных в него сегментов, имеющих осевой упор, пружин, индивидуально поджимающих каждый сегмент к упорному диску индивидуальной пружиной через подвижное сферическое шарнирное соединение с возможностью передачи усилия в центр давления гидродинамического клина при любом характере вращения упорного диска ротора, включая прецессию.

Изобретение относится к магнитному подшипнику (1), предназначенному для ротационной установки, содержащей ротор (4). Магнитный подшипник (1), предназначенный для ротационной установки, имеющей ротор (4), и содержащий статорный магнитопровод (5), прикрепленный к неподвижному опорному компоненту (9) и содержащий по меньшей мере одну обмотку (6) и ферромагнитное тело (7), размещенные в защитной кольцеобразной опоре (8), которая прикреплена к неподвижному опорному компоненту (9) и оставляет незакрытой поверхность ферромагнитного тела (7) и поверхность указанной по меньшей мере одной обмотки (6), при этом указанная защитная кольцеобразная опора (8) имеет U-образное сечение с радиальной перемычкой (10) и внутренним и наружным осевыми выступами (11, 12).

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины.

Изобретение относится к магнитному подшипнику (1), заключенному в кожух и предназначенному для ротационной установки, содержащей ротор (4). Магнитный подшипник (1) сдержит статорный магнитопровод (5), прикрепленный к неподвижному опорному компоненту (2), причем статорный магнитопровод (5) содержит по меньшей мере одну обмотку (6) и ферромагнитное тело (7), размещенные в металлическом защитном ограждении.

Изобретение относится к подшипниковому устройству для поддержания вала, в частности короткого вала ротора газотурбинного двигателя и к газотурбинному двигателю. Кроме того, изобретение относится к способу поддержания вала, в частности короткого вала ротора газотурбинного двигателя.

Система передачи мощности для турбомашины содержит передаточный вал, связанный с валом двигателя с помощью средств соединения и приводящий в действие оборудование или вспомогательные средства.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов. Силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, причем средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости. Силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления. 3 ил.

Наверх