CN115013161A - 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机 - Google Patents

一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN115013161A
CN115013161A CN202210758947.3A CN202210758947A CN115013161A CN 115013161 A CN115013161 A CN 115013161A CN 202210758947 A CN202210758947 A CN 202210758947A CN 115013161 A CN115013161 A CN 115013161A
Authority
CN
China
Prior art keywords
interstage
turbine
flow passage
lubricating oil
casing
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.)
Pending
Application number
CN202210758947.3A
Other languages
English (en)
Inventor
谭元球
覃华斌
潘梨花
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.)
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Original Assignee
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
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 Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC filed Critical Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Priority to CN202210758947.3A priority Critical patent/CN115013161A/zh
Publication of CN115013161A publication Critical patent/CN115013161A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • F02C7/06—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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机，前支点和后支点的载荷分别通过前支点轴承外环和后支点轴承外环传导至级间轴承座，再通过第二连接件传导至弹性支架，再通过第一连接件传导至级间支承导向器，最后传导至涡轮机匣，整个支承结构紧凑，轴向尺寸和径向尺寸均较小，不仅可以很好地满足涡轮级间径向尺寸的限制要求，而且有利于降低发动机的轴向尺寸和重量，从而减少所需的滑油冷却流量。在燃气流道的下方设置有隔热腔，隔热腔内安装有隔热件，可以有效地隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射，提高了支承结构的动力学特性稳定性、可靠性和寿命，滑油不容易结焦，降低了轴承润滑喷嘴堵塞和滑油失效的风险。

Description

一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机
技术领域
本发明涉及燃气涡轮技术领域，特别地，涉及一种涡轮级间支承结构，另外，还涉及一种采用上述涡轮级间支承结构的燃气涡轮发动机。
背景技术
随着航空发动机技术发展，燃气涡轮发动机(特别是中小型燃气涡轮发动机)构型几乎都包含燃气涡轮24和动力涡轮21之间(或高压涡轮与低压涡轮之间)的级间支承结构20，大部分燃气涡轮发动机的燃烧室23温升超过了1000℃，导致涡轮级间流道燃气温度约900℃或甚至更高，如图1所示。由于中小型燃气涡轮发动机涡轮级间径向尺寸限制，级间支承结构20的轴向尺寸较长，导致发动机轴向尺寸较大、重量较重，从而需要更大的滑油冷却流量，而现有的级间支承结构20并没有采用冷却结构和热隔离结构，级间支承结构20受到高温燃气影响十分显著，燃气温度变化对支承结构的动力学特性、滑油冷却润滑流量及支承结构稳定性、可靠性及寿命等均有较大影响，且容易导致滑油结焦，存在堵塞轴承润滑喷嘴和滑油失效的风险。
发明内容
本发明提供了一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机，以解决现有的轴承支承结构受到高温燃气影响存在的结构稳定性差、滑油易结焦的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种涡轮级间支承结构，包括级间支承导向器、隔热件、级间轴承座、弹性支架、第一连接件、第二连接件、前支点轴承外环和后支点轴承外环，所述级间支承导向器的上端与涡轮机匣连接，下端通过第一连接件与弹性支架的上端连接，所述弹性支架的下端通过第二连接件与级间轴承座的后端连接，所述前支点轴承外环和后支点轴承外环均安装在所述级间轴承座的底部，所述前支点轴承外环为燃气涡轮转子支点，所述后支点轴承外环为动力涡轮转子支点，所述级间支承导向器内在燃气流道的下方设置有隔热腔，所述隔热件安装在该隔热腔内并用于隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射。
进一步地，所述级间支承导向器包括一体化铸造成型的安装边、燃气流道外机匣、导向叶片、燃气流道内机匣和后向弯折弹性机匣，所述安装边与所述燃气流道外机匣连接并安装在涡轮机匣上，所述燃气流道外机匣和燃气流道内机匣之间构成燃气流道，所述导向叶片分别与所述燃气流道外机匣、燃气流道内机匣连接，所述后向弯折弹性机匣与所述燃气流道内机匣连接并在两者之间形成一个环形的隔热腔。
进一步地，还包括前挡环、轴承座前段外环、轴承座前段内环和前挡板，所述轴承座前段外环和轴承座前段内环分别与所述级间轴承座的前端连接，且所述轴承座前段外环分别与所述前挡环、前挡板连接，所述轴承座前段内环与所述前挡板连接，通过所述前挡环、轴承座前段外环、轴承座前段内环、前挡板、后向弯折弹性机匣和弹性支架合围构成第一冷却腔，所述级间轴承座的上部则位于所述第一冷却腔内，所述级间支承导向器和隔热件上开设有滑油进油通道，滑油进油管穿过该滑油进油通道并安装在所述级间轴承座的上部，所述第一冷却腔上开设有沿轴向的冷却气流通道，用于引入来至压气机的高压冷却空气对所述后向弯折弹性机匣和级间轴承座进行高效冷却。
进一步地，所述前挡环上沿周向开设有多个第一预旋孔，用于从压气机后端引入高压冷却空气并对高压冷却空气进行预旋膨胀加速，所述后向弯折弹性机匣上沿周向开设有多个第一气流通孔，所述弹性支架上在第一气流通孔的对应位置处开设有第二气流通孔，高压冷却空气经所述第一预旋孔引入第一冷却腔，并经第一气流通孔和第二气流通孔流出第一冷却腔。
进一步地，所述前挡环与所述后向弯折弹性机匣之间设置有封严挡圈，所述弹性支架与所述级间轴承座的上部之间设置有W封严环。
进一步地，还包括后导流板和后挡板，所述后导流板通过第一连接件与所述弹性支架、后向弯折弹性机匣连接，所述后挡板安装在所述弹性支架上，所述后导流板、后挡板和弹性支架合围构成第二冷却腔，所述后导流板和后挡板之间留有间隙，所述后导流板上沿周向开设有多个第二预旋孔，所述第二预旋孔与所述第二气流通孔连通，第一冷却腔内的高压冷却空气经第二预旋孔流入第二冷却腔内，高压冷却空气对所述后导流板进行冷却后从后导流板和后挡板之间的间隙流出。
进一步地，所述第一预旋孔和/或第二预旋孔的开设方向与剖切面之间的夹角为15°～50°。
进一步地，所述级间轴承座内开设有主滑油流道、前滑油流道和后滑油喷嘴，所述前滑油流道和后滑油喷嘴均与所述主滑油流道连通，所述前滑油流道用于对燃气涡轮转子支点形成挤压油膜阻尼器结构，所述后滑油喷嘴用于对动力涡轮转子支点进行润滑。
进一步地，所述后滑油喷嘴的出口对准动力涡轮转子支点，所述前支点轴承外环与级间轴承座之间留有间隙，所述前滑油流道的出口连通两者之间的间隙以构成挤压油膜阻尼器。
另外，本发明还提供一种燃气涡轮发动机，采用如上所述的涡轮级间支承结构。
本发明具有以下效果：
本发明的涡轮级间支承结构，燃气涡轮转子支点和动力涡轮转子支点的载荷分别通过前支点轴承外环和后支点轴承外环传导级间轴承座，再通过第二连接件传导至弹性支架，再通过第一连接件传导至级间支承导向器，最后传导至涡轮机匣，整个支承结构紧凑，轴向尺寸和径向尺寸均较小，不仅可以很好地满足涡轮级间径向尺寸的限制要求，而且有利于降低发动机的轴向尺寸和重量，从而减少所需的滑油冷却流量。更重要的是，在燃气流道的下方设置有隔热腔，隔热腔内安装有隔热件，隔热腔下方设置有预旋冷却结构，可以有效地隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射，大大降低了高温燃气对支承结构的影响，大大提高了支承结构的动力学特性稳定性、可靠性和寿命，滑油不容易结焦，大大降低了轴承润滑喷嘴堵塞和滑油失效的风险。
另外，本发明的燃气涡轮发动机同样具有上述优点。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是级间支承结构在燃气涡轮发动机中的安装位置示意图。
图2是本发明优选实施例的涡轮级间支承结构的示意图。
图3是本发明优选实施例的前挡环的结构示意图。
图4是本发明优选实施例的前挡环的局部剖面结构示意图。
图5是本发明优选实施例的涡轮级间支承结构的局部结构示意图。
图6是本发明优选实施例的弹性支架的结构示意图。
附图标记说明
20、级间支承结构；21、动力涡轮；23、燃烧室；24、燃气涡轮；1、级间支承导向器；2、隔热件；3、级间轴承座；4、弹性支架；5、第一连接件；6、第二连接件；7、前支点轴承外环；8、后支点轴承外环；9、前挡环；10、轴承座前段外环；11、轴承座前段内环；12、前挡板；13、后导流板；14、后挡板；101、安装边；102、燃气流道外机匣；103、导向叶片；104、燃气流道内机匣；105、后向弯折弹性机匣；106、第一气流通孔；107、第一安装孔；91、第一预旋孔；92、封严挡圈；21、第二安装孔；41、第二气流通孔；42、W封严环；43、弹性孔；131、第二预旋孔；31、主滑油流道；32、前滑油流道；33、后滑油喷嘴；34、第三安装孔。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图2至图6所示，本发明的优选实施例提供一种涡轮级间支承结构，包括级间支承导向器1、隔热件2、级间轴承座3、弹性支架4、第一连接件5、第二连接件6、前支点轴承外环7和后支点轴承外环8，所述级间支承导向器1的上端与涡轮机匣固定连接，下端通过第一连接件5与弹性支架4的上端固定连接，所述弹性支架4的下端通过第二连接件6与级间轴承座3的后端固定连接，所述前支点轴承外环7和后支点轴承外环8均安装在所述级间轴承座3的底部，其中，所述前支点轴承外环7为燃气涡轮转子支点，所述后支点轴承外环8为动力涡轮转子支点。前后支点载荷分别通过前支点轴承外环7和后支点轴承外环8传导级间轴承座3，再通过第二连接件6传导至弹性支架4，再通过第一连接件5传导至级间支承导向器1，最后传导至涡轮机匣，整个支承结构紧凑，轴向尺寸和径向尺寸均较小，不仅可以很好地满足涡轮级间径向尺寸的限制要求，而且有利于降低发动机的轴向尺寸和重量，从而减少所需的滑油冷却流量。所述级间支承导向器1内在燃气流道的下方设置有隔热腔，所述隔热件2安装在该隔热腔内并用于隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射。其中，所述隔热件2的材质优选为陶瓷纤维毯或者更高效的隔热材料。
可以理解，本实施例的涡轮级间支承结构，燃气涡轮转子支点和动力涡轮转子支点的载荷分别通过前支点轴承外环7和后支点轴承外环8传导级间轴承座3，再通过第二连接件6传导至弹性支架4，再通过第一连接件5传导至级间支承导向器1，最后传导至涡轮机匣，整个支承结构紧凑，轴向尺寸和径向尺寸均较小，不仅可以很好地满足涡轮级间径向尺寸的限制要求，而且有利于降低发动机的轴向尺寸和重量，从而减少所需的滑油冷却流量。更重要的是，在燃气流道的下方设置有隔热腔，隔热腔内安装有隔热件2，可以有效地隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射，大大降低了高温燃气对支承结构的影响，大大提高了支承结构的动力学特性稳定性、可靠性和寿命，滑油不容易结焦，大大降低了轴承润滑喷嘴堵塞和滑油失效的风险。
可以理解，所述级间支承导向器1包括一体化铸造成型的安装边101、燃气流道外机匣102、导向叶片103、燃气流道内机匣104和后向弯折弹性机匣105，所述安装边101与所述燃气流道外机匣102连接并通过螺钉或螺栓固定安装在涡轮机匣上，所述燃气流道外机匣102和燃气流道内机匣104之间构成燃气流道，所述导向叶片103分别与所述燃气流道外机匣102、燃气流道内机匣104连接，所述后向弯折弹性机匣105与所述燃气流道内机匣104连接并在两者之间形成一个环形的隔热腔。其中，所述隔热件2即安装在该环形的隔热腔内。
可选地，所述级间支承结构还包括前挡环9、轴承座前段外环10、轴承座前段内环11和前挡板12，所述轴承座前段外环10和轴承座前段内环11分别与所述级间轴承座3的前端连接，且所述轴承座前段外环10分别与所述前挡环9、前挡板12连接，所述轴承座前段内环11与所述前挡板12连接，通过所述前挡环9、轴承座前段外环10、轴承座前段内环11、前挡板12、后向弯折弹性机匣105和弹性支架4合围构成第一冷却腔，所述级间轴承座3的上部则位于所述第一冷却腔内。所述级间支承导向器1和隔热件2上开设有滑油进油通道，滑油进油管穿过该滑油进油通道并安装在所述级间轴承座3的上部，所述第一冷却腔上开设有沿轴向的冷却气流通道，用于引入高压冷却空气对所述后向弯折弹性机匣105和级间轴承座3进行高效冷却。具体地，所述级间支承导向器1上沿径向开设有第一安装孔107，所述隔热件2上沿径向开设有第二安装孔21，所述级间轴承座3的上部开设有第三安装孔34，所述第一安装孔107、第二安装孔21和第三安装孔34同轴心设置，滑油进油管即安装在所述第一安装孔107、第二安装孔21和第三安装孔34构成的滑油进油通道中。通过前挡环9、轴承座前段外环10、轴承座前段内环11、前挡板12、后向弯折弹性机匣105和弹性支架4合围构成第一冷却腔，并在第一冷却腔上开设沿轴向的冷却气流通道，可以引入高压冷却空气注入第一冷却腔内，以对后向弯折弹性机匣105和级间轴承座3进行高效冷却，进一步隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射，进一步降低了高温燃气对支承结构的影响，进一步提高了支承结构的动力学特性稳定性、可靠性和寿命，滑油基本上不会结焦，基本上消除了轴承润滑喷嘴堵塞和滑油失效的风险。
具体地，所述前挡环9上沿周向开设有多个第一预旋孔91，用于从压气机后端引入高压冷却空气并对高压冷却空气进行预旋膨胀加速，所述后向弯折弹性机匣105上沿周向开设有多个第一气流通孔106，所述弹性支架4上在第一气流通孔106的对应位置处开设有第二气流通孔41。通过第一预旋孔91可以提高高压冷却空气的流速并降低其温度，有利于提高冷却效率和冷却效果，而且可以降低气流损失，高压冷却空气经所述第一预旋孔91引入第一冷却腔，并经第一气流通孔106和第二气流通孔41流出第一冷却腔，可以实现对后向弯折弹性机匣105和级间轴承座3的高效冷却。可选地，所述第一预旋孔91的开设方向与剖切面之间的夹角为20°～50°，优选为30°，在此范围内，第一预旋孔91的预旋效果最优。另外，所述第一气流通孔106、第二气流通孔41的孔径、数量和位置均相同。
可选地，为了确保第一密封腔的密闭性，并保证冷却空气的高流速，所述前挡环9与所述后向弯折弹性机匣105之间设置有封严挡圈92，所述弹性支架4与所述级间轴承座3的上部之间设置有W封严环42。
另外，所述级间支承结构还包括后导流板13和后挡板14，所述后导流板13通过第一连接件5与所述弹性支架4、后向弯折弹性机匣105固定连接，所述后挡板14固定安装在所述弹性支架4上，所述后导流板13、后挡板14和弹性支架4合围构成第二冷却腔，所述后导流板13和后挡板14之间留有间隙，所述后导流板13上沿周向开设有多个第二预旋孔131，所述第二预旋孔131与所述第二气流通孔41一一对应设置并连通，第一冷却腔内的高压冷却空气经第二预旋孔131流入第二冷却腔内，高压冷却空气对所述后导流板13进行冷却后从后导流板13和后挡板14之间的间隙流出。其中，所述第二预旋孔131的孔径、数量和位置均与第二气流通孔41相同。可选地，所述第二预旋孔131的开设方向与剖切面之间的夹角为15°～50°，优选为30°，在此范围内，第一预旋孔91的预旋效果最优。通过后导流板13、后挡板14和弹性支架4合围构成第二冷却腔，并通过第二预旋孔131将第一冷却腔内的高压冷却空气引入至第二冷却腔内，由于后导流板13紧邻级间支承导向器1的下部，其温度相对较高，通过引入高压冷却空气对后导流板13进行高效冷却，气流最后从后导流板13和后挡板14之间的缝隙流出第二冷却腔，可以有效隔离向弹性支架4的热传递和热辐射，进一步提升了支承结构的稳定性和可靠性。
可以理解，所述弹性支架4的结构可以采用笼式支架设计，有利于提高支承结构的弹性支承作用，并且结构简单。其中，可以通过调整弹性支架4上弹性孔43的数量和开孔尺寸来控制支点的刚度和承载要求。另外，所述后向弯折弹性机匣105也可以采取类似设计。
可以理解，所述级间轴承座3内开设有主滑油流道31、前滑油流道32和后滑油喷嘴33，所述前滑油流道32和后滑油喷嘴33均与所述主滑油流道31连通，所述前滑油流道32用于对燃气涡轮转子支点进行润滑，所述后滑油喷嘴33用于对动力涡轮转子支点进行润滑。滑油经过级间轴承座3内的主滑油流道31同时流向前滑油流道32和后滑油喷嘴33，从而对燃气涡轮转子支点、动力涡轮转子支点进行润滑。可选地，所述后滑油喷嘴33的出口对准动力涡轮转子支点，即采用直喷的方式进行润滑，而所述前支点轴承外环7与级间轴承座3之间留有间隙，所述前滑油流道32的出口对准两者之间的间隙以构成挤压油膜阻尼器，可以起到减振的作用，进一步提升了支承结构的防振性能。
另外，本发明还提供一种燃气涡轮发动机，优选采用如上所述的涡轮级间支承结构。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种涡轮级间支承结构，其特征在于，包括级间支承导向器(1)、隔热件(2)、级间轴承座(3)、弹性支架(4)、第一连接件(5)、第二连接件(6)、前支点轴承外环(7)和后支点轴承外环(8)，所述级间支承导向器(1)的上端与涡轮机匣连接，下端通过第一连接件(5)与弹性支架(4)的上端连接，所述弹性支架(4)的下端通过第二连接件(6)与级间轴承座(3)的后端连接，所述前支点轴承外环(7)和后支点轴承外环(8)均安装在所述级间轴承座(3)的底部，所述前支点轴承外环(7)为燃气涡轮转子支点，所述后支点轴承外环(8)为动力涡轮转子支点，所述级间支承导向器(1)内在燃气流道的下方设置有隔热腔，所述隔热件(2)安装在该隔热腔内并用于隔离燃气流道内的高温燃气对支承结构进行热传递和热辐射。
2.如权利要求1所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述级间支承导向器(1)包括一体化铸造成型的安装边(101)、燃气流道外机匣(102)、导向叶片(103)、燃气流道内机匣(104)和后向弯折弹性机匣(105)，所述安装边(101)与所述燃气流道外机匣(102)连接并安装在涡轮机匣上，所述燃气流道外机匣(102)和燃气流道内机匣(104)之间构成燃气流道，所述导向叶片(103)分别与所述燃气流道外机匣(102)、燃气流道内机匣(104)连接，所述后向弯折弹性机匣(105)与所述燃气流道内机匣(104)连接并在两者之间形成一个环形的隔热腔。
3.如权利要求2所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，还包括前挡环(9)、轴承座前段外环(10)、轴承座前段内环(11)和前挡板(12)，所述轴承座前段外环(10)和轴承座前段内环(11)分别与所述级间轴承座(3)的前端连接，且所述轴承座前段外环(10)分别与所述前挡环(9)、前挡板(12)连接，所述轴承座前段内环(11)与所述前挡板(12)连接，通过所述前挡环(9)、轴承座前段外环(10)、轴承座前段内环(11)、前挡板(12)、后向弯折弹性机匣(105)和弹性支架(4)合围构成第一冷却腔，所述级间轴承座(3)的上部则位于所述第一冷却腔内，所述级间支承导向器(1)和隔热件(2)上开设有滑油进油通道，滑油进油管穿过该滑油进油通道并安装在所述级间轴承座(3)的上部，所述第一冷却腔上开设有沿轴向的冷却气流通道，用于引入来至压气机的高压冷却空气对所述后向弯折弹性机匣(105)和级间轴承座(3)进行高效冷却。
4.如权利要求3所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述前挡环(9)上沿周向开设有多个第一预旋孔(91)，用于从压气机后端引入高压冷却空气并对高压冷却空气进行预旋膨胀加速，所述后向弯折弹性机匣(105)上沿周向开设有多个第一气流通孔(106)，所述弹性支架(4)上在第一气流通孔(106)的对应位置处开设有第二气流通孔(41)，高压冷却空气经所述第一预旋孔(91)引入第一冷却腔，并经第一气流通孔(106)和第二气流通孔(41)流出第一冷却腔。
5.如权利要求3所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述前挡环(9)与所述后向弯折弹性机匣(105)之间设置有封严挡圈(92)，所述弹性支架(4)与所述级间轴承座(3)的上部之间设置有W封严环(42)。
6.如权利要求4所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，还包括后导流板(13)和后挡板(14)，所述后导流板(13)通过第一连接件(5)与所述弹性支架(4)、后向弯折弹性机匣(105)连接，所述后挡板(14)安装在所述弹性支架(4)上，所述后导流板(13)、后挡板(14)和弹性支架(4)合围构成第二冷却腔，所述后导流板(13)和后挡板(14)之间留有间隙，所述后导流板(13)上沿周向开设有多个第二预旋孔(131)，所述第二预旋孔(131)与所述第二气流通孔(41)连通，第一冷却腔内的高压冷却空气经第二预旋孔(131)流入第二冷却腔内，高压冷却空气对所述后导流板(13)进行冷却后从后导流板(13)和后挡板(14)之间的间隙流出。
7.如权利要求6所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述第一预旋孔(91)和/或第二预旋孔(131)的开设方向与剖切面之间的夹角为15°～50°。
8.如权利要求3所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述级间轴承座(3)内开设有主滑油流道(31)、前滑油流道(32)和后滑油喷嘴(33)，所述前滑油流道(32)和后滑油喷嘴(33)均与所述主滑油流道(31)连通，所述前滑油流道(32)用于对燃气涡轮转子支点形成挤压油膜阻尼器结构，所述后滑油喷嘴(33)用于对动力涡轮转子支点进行润滑。
9.如权利要求8所述的涡轮级间支承结构，其特征在于，所述后滑油喷嘴(33)的出口对准动力涡轮转子支点，所述前支点轴承外环(7)与级间轴承座(3)之间留有间隙，所述前滑油流道(32)的出口连通两者之间的间隙以构成挤压油膜阻尼器。
10.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，采用如权利要求1～9任一项所述的涡轮级间支承结构。
CN202210758947.3A 2022-06-29 2022-06-29 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机 Pending CN115013161A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210758947.3A CN115013161A (zh) 2022-06-29 2022-06-29 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210758947.3A CN115013161A (zh) 2022-06-29 2022-06-29 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115013161A true CN115013161A (zh) 2022-09-06

Family

ID=83078201

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210758947.3A Pending CN115013161A (zh) 2022-06-29 2022-06-29 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115013161A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117569923A (zh) * 2024-01-12 2024-02-20 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机涡轮支点结构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117569923A (zh) * 2024-01-12 2024-02-20 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机涡轮支点结构
CN117569923B (zh) * 2024-01-12 2024-04-05 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机涡轮支点结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4040556B2 (ja) ガスタービン設備及び冷却空気供給方法
US10301960B2 (en) Shroud assembly for gas turbine engine
EP1239121B1 (en) An air-cooled gas turbine exhaust casing
EP2573329B1 (en) Air system architecture for a mid-turbine frame module
CN107939455B (zh) 燃气轮机及其密封组件
US20140255181A1 (en) Gas turbine engine diffuser system for a high pressure (hp) compressor
EP0532303A1 (en) System and method for improved engine cooling
JP2004076726A (ja) 圧縮機の抽気ケース
US9828867B2 (en) Bumper for seals in a turbine exhaust case
US7770401B2 (en) Combustor and component for a combustor
CN101876261B (zh) 具有冷却压盖的涡轮发动机
CN115013161A (zh) 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机
US11022240B2 (en) Cooling and insulating manifold seal assembly for a propulsion system
UA82060C2 (uk) Пристрій забезпечення герметичності в турбореактивному двигуні
EP0127562A2 (en) Bearing compartment protection system
CN116291760A (zh) 一种基于陶瓷基复合材料叶身的涡轮导向器
EP3287605B1 (en) Rim seal for gas turbine engine
US20180320549A1 (en) Turbine engine thermal seal
CN112673149B (zh) 用于燃气涡轮发动机的冷却流体的模块化壳体歧管
EP2514928B1 (en) Compressor inlet casing with integral bearing housing
CN117108374B (zh) 一种三腔分离式一体承力机匣组合结构
CN115143491B (zh) 一种适合于甩油盘燃烧室内环火焰筒冷却组件
CN112283142B (zh) 压气机试验装置、封严装置及其制造方法
CN114922858B (zh) 一种燃气轮机低压压气机静子结构及其装配方法
US20220228501A1 (en) Seal assembly in a gas turbine engine

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