CN114738120A - 一种航空发动机轴承腔封严引气结构 - Google Patents

一种航空发动机轴承腔封严引气结构 Download PDF

Info

Publication number
CN114738120A
CN114738120A CN202210406870.3A CN202210406870A CN114738120A CN 114738120 A CN114738120 A CN 114738120A CN 202210406870 A CN202210406870 A CN 202210406870A CN 114738120 A CN114738120 A CN 114738120A
Authority
CN
China
Prior art keywords
air
sealing
bleed
entraining
bearing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210406870.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114738120B (zh
Inventor
冷子昊
曹茂国
张杰一
郭松
侯宏建
胡兴龙
苏壮
李国权
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202210406870.3A priority Critical patent/CN114738120B/zh
Publication of CN114738120A publication Critical patent/CN114738120A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114738120B publication Critical patent/CN114738120B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Sealing Of Bearings (AREA)

Abstract

本申请一种航空发动机轴承腔封严引气结构，所述轴承腔封严引气结构包括：机匣、后盖、密封装置、支撑环、转轴、轴承以及引气入口接头、球头、导管、引气出口接头和隔热层。该轴承腔封严引气结构通过设置球头导管封严引气结构，优化引气流路，大幅降低封严引气流动阻力，从而提高封严压差，避免滑油泄漏，造成轴承异常磨损，影响发动机运行安全；通过在导管外设置隔热层结构，减小封严引气腔与外部高温腔的接触面积，结构上隔绝高低温腔，可防止封严引气升温，避免滑油结焦与轴承腔温度过高，改善轴承工作环境。

Description

一种航空发动机轴承腔封严引气结构
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机轴承腔封严引气结构。
背景技术
高温、高转速工况对航空发动机轴承的工作环境提出了较高的要求，因此需要润滑油带走因轴承高速旋转摩擦而产生的热量。为了防止轴承腔内的滑油泄漏，通常采用封严引气结构将封严气直接引入到封严腔，封严引气结构要保证一定的封严压差，同时尽量减小引气流路的压力损失，降低封严引气温度。
如图1所示为传统的轴承腔封严引气结构10，机匣11、后盖12、密封装置14、支撑环15、转轴17与轴承18之间形成轴承腔A，机匣11、蒙皮13、后盖12、密封装置14、支撑环15与转轴17之间形成封严引气腔B，密封圈16、密封圈19与密封装置14起密封作用。航空发动机高压封严引气经过机匣11、封严引气腔B、转轴17至篦齿封严一端，与另一端含有滑油的轴承腔A形成封严压差从而防止滑油泄漏。
然而在该结构中，由机匣11、蒙皮12、后盖12、密封装置14、支撑环15与转轴17组成的传统轴承腔封严引气结构流路复杂流阻较大，会产生不必要的引气压力损失，降低封严压力，导致滑油泄漏。蒙皮13与右侧的高温腔接触面积大，会导致封严引气温度升高，致使轴承腔A温度升高，轴承腔A内滑油可能导致结焦，从而影响滑油的润滑冷却效果。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机轴承腔封严引气结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机轴承腔封严引气结构，所述轴承腔封严引气结构包括：机匣、后盖、密封装置、支撑环、转轴、轴承以及引气入口接头、球头、导管、引气出口接头和隔热层；
所述转轴与机匣之间通过轴承进行支撑，所述后盖连接到机匣的后端且向发动机轴线方向延伸，所述支撑环支撑在转轴上且沿着轴线方向延伸，所述后盖和支撑环之间通过密封装置密封连接，从而所述机匣、后盖、密封装置、支撑环、转轴与轴承之间形成轴承腔A；其中，所述支撑环的内侧形成轴向封严引气通道，在所述转轴的侧壁设置径向引气孔，封严引气能够从所述引气孔流通至轴承前侧的封严篦齿；
所述引气入口接头安装在机匣上，机匣上设置沿着轴向延伸的引气通道，引气入口接头成圆角过渡，将引气通道气流转化约预定角度后，通过导管流向引气出口接头，所述引气出口接头安装在后盖上，引气出口接头与支撑环形成的轴向封严引气通道共轴线设置，所述导管的两端分别设有球头，且分别与引气入口接头和引气出口接头连接，从而所述机匣、引气入口接头、球头、导管、引气出口接头、支撑环、转轴的内部形成封严引气腔B；其中，所述导管呈弯曲状，且所述导管将引气入口接头导向后的封严引气圆滑过渡至轴向封严引气通道；
所述隔热层包围在所述导管的外侧，用于将封严引气腔B内流通的封严引气与外部的高温腔体相隔绝。
进一步的，所述支撑环与转轴的支撑部位设有第一密封圈。
进一步的，所述后盖与机匣的连接部位设有第四密封圈。
进一步的，所述引气入口接头与机匣的连接部位设有第二密封圈。
进一步的，所述引气出口接头与后盖的连接部位设有第三密封圈。
进一步的，所述引气入口接头将引气通道的封严引气转向角度为120°～135°。
进一步的，所述导管与引气入口接头和引气出口接头的截面尺寸一致。
进一步的，所述球头通过焊接的方式与导管形成一体结构。
进一步的，所述导管两端的球头通过压紧螺母与定距套分别固定在引气入口接头与引气出口接头上，并通过锁丝将压紧螺母分别固定在引气入口接头与后盖上。
本申请提供的轴承腔封严引气结构通过设置球头导管封严引气结构，优化引气流路，大幅降低封严引气流动阻力，从而提高封严压差，避免滑油泄漏，造成轴承异常磨损，影响发动机运行安全；通过在导管外设置隔热层结构，减小封严引气腔与外部高温腔的接触面积，结构上隔绝高低温腔，可防止封严引气升温，避免滑油结焦与轴承腔温度过高，改善轴承工作环境。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术的典型轴承腔封严引气结构示意图。
图2为本申请的新型轴承腔封严引气结构示意图。
附图标记
211-机匣
212-后盖
213-密封装置
214-支撑环
215-转轴
216-轴承
221-引气入口接头
222-锁丝
223-定距套
224-压紧螺母
225-球头
226-导管
227-引气出口接头
228-隔热层
231-第一密封圈
232-第二密封圈
233-第三密封圈
234-第四密封圈
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中的轴承腔封严引气结构存在的问题，本申请中提出了一种新型的轴承腔封严引气结构，该轴承腔封严引气结构通过设置球头导管封严引气结构，优化引气流路结构，增大封严引气流路截面积，减小流阻损失，提高封严可靠性；此外还设置导管与隔热层结构，减小热传导面积，隔绝高温腔体与低温引气流路，避免封严引气温度过高的问题，改善轴承工作环境。
如图2所示为本申请提供的轴承腔封严引气结构，该轴承腔封严引气结构20包括：机匣211、后盖212、密封装置213、支撑环214、转轴215、轴承216以及引气入口接头221、球头225、导管226、引气出口接头227和隔热层228。
机匣211、后盖212、密封装置213、支撑环214、转轴215与轴承216与现有技术中结构相同或相似，转轴215与机匣211之间通过轴承216进行支撑，后盖212连接到机匣211的后端而向发动机轴线方向延伸，支撑环214支撑在转轴215上而沿着轴向延伸，后盖212和支撑环214之间通过密封装置213进行密封连接。机匣211、后盖212、密封装置213、支撑环214、转轴215与轴承216之间从而形成轴承腔A。支撑环214的内侧形成轴向封严引气通道，在转轴215的侧壁上设置径向的引气孔，封严引气从该引气孔可流通至轴承216前侧的封严篦齿。
其中，在支撑环214与转轴215的支撑部位可设有第一密封圈231，在后盖212与机匣211的连接部位可设有第四密封圈234。
引气入口接头221安装于机匣211上，机匣211上设置沿着轴向延伸的引气通道，引气入口接头211成圆角过渡，将引气通道气流转化约120°至135°的角度后，通过导管226流向引气出口接头227。其中，在引气入口接头221与机匣211的连接部位可设有第二密封圈232。
引气出口接头227安装在后盖212上，引气出口接头227与支撑环214形成的轴向封严引气通道基本共轴线设置。其中，在引气出口接头227与后盖212的连接部位可设有第三密封圈233。
导管226的两端分别设有球头225，球头225可通过焊接的方式与导管226固定。导管226呈弯曲状，其将引气入口接头211导向后的气流圆滑过渡至轴向封严引气通道。导管226与引气入口接头221和引气出口接头227的截面尺寸基本一致，从而保证封严引气不存在压力损失。
压紧螺母224与定距套223通过螺纹将球头225分别固定在引气入口接头221与引气出口接头227上，并使用锁丝222将压紧螺母224分别固定在引气入口接头221与后盖212上。
机匣211、引气入口接头221、球头225、导管226、引气出口接头227、支撑环214、转轴215的内部形成封严引气腔B。
隔热层228包围在导管226的外侧，可以将封严引气腔B内流通的封严引气与外部的高温腔体相隔绝，防止封严引气升温。
高压封严引气自机匣211的引气通道、引气入口接头221、导管226及引气出口接头227穿过封严引气腔B，进从支撑环214内侧的轴向封严引气通道、转轴215的引气孔流通至篦齿封严前端，从而与篦齿封严后端含有滑油的轴承腔A形成封严压差，达到防止滑油泄漏的目的。
经过对传统的轴承封严引气结构与本申请的新型轴承腔封严引气结构进行仿真对比，在设置相同的边界条件下，传统的轴承腔封严引气结构流阻为27.952kPa，而本申请的新型轴承腔封严引气结构流阻为8.463kPa，本申请的新型轴承腔封严引气结构比传统结构流阻降低了约70％。同时，本申请的新型轴承腔封严引气结构可以有效降低封严引气的流阻，提高隔热性能，降低引气温度，提高封严可靠性，改善改善轴承工作环境，从而避免因封严压差不足导致的滑油泄漏、封严引气温度过高导致滑油结焦与轴承腔温度过高等问题，可用于存在较大温差和压差的封严引气工况。
本申请提供的轴承腔封严引气结构通过设置球头导管封严引气结构，优化引气流路，大幅降低封严引气流动阻力，从而提高封严压差，避免滑油泄漏，造成轴承异常磨损，影响发动机运行安全；通过在导管外设置隔热层结构，减小封严引气腔与外部高温腔的接触面积，结构上隔绝高低温腔，可防止封严引气升温，避免滑油结焦与轴承腔温度过高，改善轴承工作环境。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述轴承腔封严引气结构包括：机匣(211)、后盖(212)、密封装置(213)、支撑环(214)、转轴(215)、轴承(216)以及引气入口接头(221)、球头(225)、导管(226)、引气出口接头(227)和隔热层(228)；
所述转轴(215)与机匣(211)之间通过轴承(216)进行支撑，所述后盖(212)连接到机匣(211)的后端且向发动机轴线方向延伸，所述支撑环(214)支撑在转轴(215)上且沿着轴线方向延伸，所述后盖(212)和支撑环(214)之间通过密封装置(213)密封连接，从而所述机匣(211)、后盖(212)、密封装置(213)、支撑环(214)、转轴(215)与轴承(216)之间形成轴承腔A；其中，所述支撑环(214)的内侧形成轴向封严引气通道，在所述转轴(215)的侧壁设置径向引气孔，封严引气能够从所述引气孔流通至轴承(216)前侧的封严篦齿；
所述引气入口接头(221)安装在机匣(211)上，机匣(211)上设置沿着轴向延伸的引气通道，引气入口接头(211)成圆角过渡，将引气通道气流转化约预定角度后，通过导管(226)流向引气出口接头(227)，所述引气出口接头(227)安装在后盖(212)上，引气出口接头(227)与支撑环(214)形成的轴向封严引气通道共轴线设置，所述导管(226)的两端分别设有球头(225)，且分别与引气入口接头(221)和引气出口接头(227)连接，从而所述机匣(211)、引气入口接头(221)、球头(225)、导管(226)、引气出口接头(227)、支撑环(214)、转轴(215)的内部形成封严引气腔B；其中，所述导管(226)呈弯曲状，且所述导管(226)将引气入口接头(211)导向后的封严引气圆滑过渡至轴向封严引气通道；
所述隔热层(228)包围在所述导管(226)的外侧，用于将封严引气腔B内流通的封严引气与外部的高温腔体相隔绝。
2.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述支撑环(214)与转轴(215)的支撑部位设有第一密封圈(231)。
3.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述后盖(212)与机匣(211)的连接部位设有第四密封圈(234)。
4.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述引气入口接头(221)与机匣(211)的连接部位设有第二密封圈(232)。
5.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述引气出口接头(227)与后盖(212)的连接部位设有第三密封圈(233)。
6.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述引气入口接头(211)将引气通道的封严引气转向角度为120°～135°。
7.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述导管(226)与引气入口接头(221)和引气出口接头(227)的截面尺寸一致。
8.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述球头(225)通过焊接的方式与导管(226)形成一体结构。
9.如权利要求8所述的航空发动机轴承腔封严引气结构，其特征在于，所述导管(226)两端的球头(225)通过压紧螺母(224)与定距套(223)分别固定在引气入口接头(221)与引气出口接头(227)上，并通过锁丝(222)将压紧螺母(224)分别固定在引气入口接头(221)与后盖(212)上。
CN202210406870.3A 2022-04-18 2022-04-18 一种航空发动机轴承腔封严引气结构 Active CN114738120B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210406870.3A CN114738120B (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种航空发动机轴承腔封严引气结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210406870.3A CN114738120B (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种航空发动机轴承腔封严引气结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114738120A true CN114738120A (zh) 2022-07-12
CN114738120B CN114738120B (zh) 2024-01-30

Family

ID=82281788

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210406870.3A Active CN114738120B (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种航空发动机轴承腔封严引气结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114738120B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115217536A (zh) * 2022-09-14 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转涡轮中介支点轴承腔结构
CN115680892A (zh) * 2022-08-29 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595348A (en) * 1941-09-22 1947-12-03 Karl Baumann Improvements in internal combustion turbine plant
US20130192251A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
CN107269396A (zh) * 2017-08-17 2017-10-20 中国科学院工程热物理研究所 一种可实现轴承共腔及轴承外腔均压的封严结构
CN110005631A (zh) * 2019-04-22 2019-07-12 中国航发湖南动力机械研究所 离心叶轮后轴承冷却与封严结构
CN112197018A (zh) * 2020-09-18 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种自适应调节航空发动机通风方式的活门
CN112576377A (zh) * 2020-12-07 2021-03-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机轴承封严引气结构
CN113236425A (zh) * 2021-05-06 2021-08-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机轴承腔密封结构
CN113356944A (zh) * 2021-07-01 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595348A (en) * 1941-09-22 1947-12-03 Karl Baumann Improvements in internal combustion turbine plant
US20130192251A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
CN107269396A (zh) * 2017-08-17 2017-10-20 中国科学院工程热物理研究所 一种可实现轴承共腔及轴承外腔均压的封严结构
CN110005631A (zh) * 2019-04-22 2019-07-12 中国航发湖南动力机械研究所 离心叶轮后轴承冷却与封严结构
CN112197018A (zh) * 2020-09-18 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种自适应调节航空发动机通风方式的活门
CN112576377A (zh) * 2020-12-07 2021-03-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机轴承封严引气结构
CN113236425A (zh) * 2021-05-06 2021-08-10 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机轴承腔密封结构
CN113356944A (zh) * 2021-07-01 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
郁丽等: "《节流通风的航空发动机轴承腔腔压计算方法》", 航空动力学报, vol. 27, no. 11, pages 2616 - 2621 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115680892A (zh) * 2022-08-29 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构
CN115680892B (zh) * 2022-08-29 2024-05-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机高温环境遥测装置冷却的引气结构
CN115217536A (zh) * 2022-09-14 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转涡轮中介支点轴承腔结构
CN115217536B (zh) * 2022-09-14 2022-12-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转涡轮中介支点轴承腔结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN114738120B (zh) 2024-01-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114738120A (zh) 一种航空发动机轴承腔封严引气结构
EP1331364B1 (en) Flexible coupling of a service tube to a dual shell bearing housing
JP4162855B2 (ja) インペラの後部キャビティに冷却されたｐ３空気を導くタービンエンジン
CN113356944B (zh) 一种适于航空发动机的双层壁堵盖式轴承腔收油引气结构
WO2005108748A2 (en) Apparatus for bearing lubrication in turbine engines
CN110005631B (zh) 离心叶轮后轴承冷却与封严结构
CA2834870C (en) Air cooling shaft at bearing interface
CN112922680B (zh) 一种用于高超声速飞行器空气涡轮组件的机械密封结构
GB2126663A (en) Turbocharger casing arrangement
WO2014046931A1 (en) Turbomachine hybrid lift-off face seal
CN113653539B (zh) 一种透平转子布置系统
GB2539096A (en) Turbomachine comprising a ventilation system
US5074111A (en) Seal plate with concentrate annular segments for a gas turbine engine
CN115217536B (zh) 一种对转涡轮中介支点轴承腔结构
EP0127562B1 (en) Bearing compartment protection system
CN218376590U (zh) 一种空气轴承涡轮增压器的轴承冷却装置
US20220195917A1 (en) Improved architecture of a turbomachine with counter-rotating turbine
CN113236425A (zh) 一种航空发动机轴承腔密封结构
CN213574784U (zh) 一种气体脱开式组合动密封装置
CN213421175U (zh) 燃气轮机环形燃烧室的支撑结构
CN115182818A (zh) 一种发动机中介支点内圈支承结构
CN113756883A (zh) 一种燃气轮机叶顶间隙主动控制装置及方法
CN113464282A (zh) 一种预防涡轮间机匣处滑油结焦及泄漏爆燃的结构
JP2011530670A (ja) ターボ機械用アウターハウジングの熱負荷の軽減法
WO2023040184A1 (zh) 耐高温高压的内冷却的静止的密封装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant