RU2075658C1 - Gas-turbine engine rotor support - Google Patents
Gas-turbine engine rotor support Download PDFInfo
- Publication number
- RU2075658C1 RU2075658C1 SU4898230A RU2075658C1 RU 2075658 C1 RU2075658 C1 RU 2075658C1 SU 4898230 A SU4898230 A SU 4898230A RU 2075658 C1 RU2075658 C1 RU 2075658C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial flange
- ball bearing
- bearing
- intermediate sleeve
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Sliding-Contact Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к ТРДД с противоточной схемой газовоздушного тракта. The invention relates to aircraft engine manufacturing, mainly to a turbofan engine with a countercurrent gas-air circuit.
У ТРДД с такой схемой газовоздушного тракта газовый поток через турбину вентилятора направлен противоположно воздушному потоку в вентиляторе. Поэтому осевые силы на ротор вентилятора и на ротор его турбины направлены в одну сторону, т. е. на подшипник опоры ротора вентилятора действует осевая сила, равная сумме осевых сил, действующих на роторы вентилятора и его турбины. In a turbofan engine with such a gas-air circuit, the gas flow through the fan turbine is directed opposite to the air flow in the fan. Therefore, the axial forces on the fan rotor and on the rotor of its turbine are directed in one direction, i.e., the axial force acting on the bearing of the fan rotor support is equal to the sum of the axial forces acting on the rotors of the fan and its turbine.
При такой высокой нагрузке (в 10.20 раз больше, чем у двигателя с обычной прямоточной схемой) радиально-упорный шарикоподшипник будет иметь или чрезмерно большие, неприемлемые габариты или недостаточный ресурс для двигателя пассажирского самолета. With such a high load (10.20 times greater than that of an engine with a conventional direct-flow design), an angular contact ball bearing will either have excessively large, unacceptable dimensions or an insufficient resource for the engine of a passenger aircraft.
Одним из решений для создания опоры ротора вентилятора такого двигателя является установка в опоре комбинированного подшипника, включающего радиально-упорный шарикоподшипник и гидродинамический упорный подшипник скольжения. One of the solutions for creating a fan rotor support for such an engine is to install a combined bearing in the support, including an angular contact ball bearing and a hydrodynamic plain bearing.
Известна опора ротора стационарного ГТД, содержащая смонтированный на цапфе вала радиально-упорный шарикоподшипник, промежуточную втулку с радиальным фланцем, жестко закрепленную во внутренней обойме шарикоподшипника, и упорный узел скольжения. В промежуточной втулке свободно может смещаться в осевом направлении вал ротора. Вращающееся кольцо упорного узла скольжения (пята) жестко закреплено на валу двигателя. A known rotor support of a stationary gas turbine engine, comprising an angular contact ball bearing mounted on a shaft journal, an intermediate sleeve with a radial flange, rigidly fixed in the inner race of the ball bearing, and a thrust sliding assembly. In the intermediate sleeve, the rotor shaft can freely move axially. The rotating ring of the thrust sliding assembly (heel) is rigidly fixed to the motor shaft.
Существенные недостатки этой опоры при применении в авиационном ТРДД заключаются в следующем. Significant disadvantages of this support when used in aviation turbofan engines are as follows.
1. В авиадвигателе в момент запуска такой узел скольжения будет работать без достаточного количества смазки в условиях повышенного трения и износа до тех пор, пока между рабочими поверхностями подшипника не появится гидродинамическая пленка смазки. Так как авиационный двигатель запускается несравненно чаще, чем стационарный ГТД, то это приведет к снижению ресурса и надежности опоры ротора. 1. In the aircraft engine at the time of launch, such a sliding unit will work without a sufficient amount of lubricant under conditions of increased friction and wear until a hydrodynamic film of lubricant appears between the working surfaces of the bearing. Since an aircraft engine starts much more often than a stationary gas turbine engine, this will lead to a decrease in the resource and reliability of the rotor support.
2. Упорный узел скольжения работает на всех режимах, начиная от запуска двигателя. Масло, проходящее через этот подшипник, нагревается. Его нужно охладить в теплообменнике. На это затрачивается дополнительная энергия, что уменьшает экономичность двигателя. В то же время осевую силу на ротор вентилятора на малых и крейсерских (продолжительных) режимах может воспринимать только один шарикоподшипник. Упорный узел скольжения нужен только на высоких режимах работы двигателя (на номинальном и максимальном). Поэтому целесообразно упорный узел скольжения включать только на этих высоких режимах. Это улучшает экономичность двигателя и повысит надежность и ресурс опоры ротора вентилятора. 2. Thrust sliding unit operates in all modes, starting from starting the engine. The oil passing through this bearing is heated. It must be cooled in a heat exchanger. This takes additional energy, which reduces the efficiency of the engine. At the same time, the axial force on the fan rotor in small and cruising (long-term) modes can be perceived by only one ball bearing. Thrust sliding unit is needed only at high engine operating modes (at nominal and maximum). Therefore, it is advisable to include the thrust sliding assembly only at these high modes. This improves engine efficiency and increases the reliability and service life of the fan rotor support.
Целью изобретения является повышение ресурса и надежности опоры ротора и уменьшение нагрева масла в опоре на малых и крейсерских режимах работы ТРДД с противоточной схемой газовоздушного тракта. The aim of the invention is to increase the resource and reliability of the support of the rotor and reduce the heating of oil in the support at small and cruising modes of operation of the turbofan engine with a countercurrent circuit of the gas-air duct.
Указанная цель достигается тем, что опора ротора, содержащая смонтированный на цапфе вала радиально-упорный шарикоподшипник, жестко закрепленную во внутренней обойме шарикоподшипника промежуточную втулку с радиальным фланцем и упорный узел скольжения, дополнительно снабжена размещенным в радиальном фланце промежуточной втулки средством включения, контактирующим с пятой упорного узла скольжения через радиальный фланец вала. Средство включения выполнено в виде размещенных по окружности, в выполненных в радиальном фланце промежуточной втулки осенаправленных отверстиях, спиральных пружин, сжатых между уступами отверстий и радиальным фланцем цапфы вала. This goal is achieved in that the rotor support, comprising an angular contact ball bearing mounted on a shaft journal, rigidly fixed in the inner race of the ball bearing, an intermediate sleeve with a radial flange and an abutment sliding unit, is further provided with a switching means arranged in the radial flange of the intermediate sleeve in contact with the fifth thrust the slip assembly through the radial shaft flange. The switching means is made in the form of directed holes arranged in a circle arranged in the radial flange of the intermediate sleeve of the spiral springs, compressed between the ledges of the holes and the shaft journal radial flange.
На фиг. 1 схематично изображен винтовентиляторная ТРДД сверхвысокой степени двухконтурности с противоточной схемой газовоздушного тракта, продольное сечение; на фиг. 2 кинематическая схема роторов винтовентилятора с биротативной турбиной; на фиг. 3 узел 1 на фиг. 2 (в увеличенном масштабе) при включенном упорном узле включения; на фиг. 4 тоже, при включенном упорном узле включения; на фиг. 5 разрез А-А на фиг. 4. In FIG. 1 schematically shows a propeller-driven turbofan engine with an ultrahigh bypass ratio with a countercurrent gas-air circuit, a longitudinal section; in FIG. 2 kinematic diagram of a rotor fan with a biotic turbine; in FIG. 3
ТРДД с противоточной схемой газовоздушного тракта содержит роторы 1 и 2 винтовентилятора, соединенные с вращающими их роторами 3 и 4 биротативной турбины валами 5 и 6. Валы 5 и 6 роторов 1 и 2 установлены в корпусе 7 при помощи опор. A turbofan engine with a countercurrent gas-air duct circuit contains
Опора ротора 1 содержит смонтированный на цапфе 8 вала 5 радиально-упорный шарикоподшипник, промежуточную втулку 10 с радиальным фланцем 11, жестко закрепленную во внутренней обойме 12 шарикоподшипника 9 и упорный узел 13 скольжения. Опора ротора содержит размещенное в радиальном фланце 11 промежуточной втулки 10 средство 14 включения, контактирующее с пятой 15 упорного узла 13 скольжения через радиальный фланец 16, на котором расположена пята 15. Цапфа 8 вала 5 выполнена с радиальным фланцем 16 для размещения на его периферии пяты 15 упорного узла 13 скольжения. Средство 14 включения выполнено в виде размещенных по окружности, в выполненных в радиальном фланце 11 промежуточной втулки 10 осенаправленных ступенчатых отверстиях 17, спиральных пружин 18, сжатых между уступами отверстий 17 и радиальным фланцем 16 цапфы 8 вала 5 через направляющие штифты 19. Цапфа 8 вала 5 установлена во внутренней обойме 12 шарикоподшипника 9 с возможностью ограниченного осевого смещения в пределах осевого зазора Δ2 между передним торцем промежуточной втулки 10 и задним торцем ступицы 20 диска рабочего колеса ротора 1. Для уменьшения трения при перемещении цапфы 8 во втулке 10, на внутренней поверхности втулки 10, выполнена винтовая канавка 21, заполненная маслом, поступающим через отверстия 22 в цапфе 8.The support of the
Упорный узел 13 скольжения представляет собой гидродинамический упорный подшипник скольжения, состоящий из вращающейся пяты 15 и неподвижных самоустанавливающихся подпятников 23. Пята 15 выполнена в виде кольца и жестко закреплена в проточке на периферии фланца 16. Подпятники 23 выполнены в виде разрезанного на сегменты кольца и установлены на торце корпуса 7 при помощи кольца 24 с кольцевой проточкой и фланца 25, жестко закрепленных на корпусе 7. Подпятники 23 самоустанавливаются по сферической поверхности опор 26. Для подвода масла к гидродинамическому клину подшипника на подпятниках 23 выполнены радиальные канавки 27. Масло для подшипника скольжения поступает из полости Б межвального подшипника через отверстия в валах и отверстия 28 во фланце 11 (фиг. 5). Опора ротора винтовентилятора имеет аналогичную конструкцию. Она включает радиально-упорный шарикоподшипник 29, установленный внутри вала 5, упорный узел скольжения 30 и средство включения 31. Масло для подшипников опор поступает из маслосистемы двигателя по трубке 32 и отверстия 33 и 34. The
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
На неработающем двигателе винтовые пружины 18 отжимают вал 5 ротора назад до упора заднего торца ступицы 20 диска рабочего колеса в передний торец промежуточной втулки 10. При этом между рабочими поверхностями подпятников 23 и пятой 15 устанавливается зазор Δ1=2 ... 3 мм (фиг.3).On an idle engine,
На работающем двигателе, по мере увеличения режима работы двигателя, осевая сила на ротор увеличивается, пружины 18 сжимаются и ротор 1 соответственно смещается вперед. При этом зазор Δ1 уменьшается, но масло свободно, не нагреваясь, проходит через этот зазор. Осевая сила воспринимается шарикоподшипником 9.On a running engine, with increasing engine operating mode, the axial force on the rotor increases, the
При переводе двигателя на высокий режим работы (номинальный или взлетный), когда осевая сила существенно увеличивается, зазор Δ1 уменьшается до величины 0,1.0,2 мм. При таком зазоре между рабочими поверхностями подпятников 23 и пяты 15 образуется гидродинамический клин, воспринимающий существенную часть осевой нагрузки на ротор. Тепло нагревающегося при этом масла утилизируется в топливомасляном радиаторе.When the engine is switched to a high operating mode (rated or take-off), when the axial force increases significantly, the clearance Δ 1 decreases to a value of 0.1.0.2 mm. With such a gap between the working surfaces of the
При уменьшении режима работы двигателя осевая сила на роторе уменьшается, пружины 18 разжимаются, перемещая ротор 1 назад. Зазор Δ1 увеличивается до величины, при которой гидродинамический подшипник уже не воспринимает осевую нагрузку на ротор, масло не нагревается. Осевую нагрузку целиком воспринимает шарикоподшипник.With a decrease in engine operating mode, the axial force on the rotor decreases, the
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4898230 RU2075658C1 (en) | 1991-01-02 | 1991-01-02 | Gas-turbine engine rotor support |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4898230 RU2075658C1 (en) | 1991-01-02 | 1991-01-02 | Gas-turbine engine rotor support |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2075658C1 true RU2075658C1 (en) | 1997-03-20 |
Family
ID=21553120
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4898230 RU2075658C1 (en) | 1991-01-02 | 1991-01-02 | Gas-turbine engine rotor support |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2075658C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2603374C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine rotor shaft support (versions), gas turbine engine rotor shaft support unit, gas turbine engine rotor shaft support resilient ring, gas turbine engine rotor shaft trunnion end bushing |
RU2603389C1 (en) * | 2015-12-15 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet engine rotor shaft support (versions), turbojet engine rotor shaft support garter seal, turbojet engine rotor shaft support sealing garter assembly, turbojet engine rotor shaft support garter seal ring section |
RU2603375C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine rotor shaft support, gas turbine engine rotor shaft support body (versions), gas turbine engine rotor shaft support roller bearing housing |
RU2603386C1 (en) * | 2015-12-15 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet engine rotor shaft support (versions), turbojet engine rotor shaft support body, jet turbine engine rotor shaft support roller bearing housing, turbojet engine rotor shaft support sealing stages |
-
1991
- 1991-01-02 RU SU4898230 patent/RU2075658C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент Великобритании N 1573554, кл. F 16 C 21/00, 1980. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2603374C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine rotor shaft support (versions), gas turbine engine rotor shaft support unit, gas turbine engine rotor shaft support resilient ring, gas turbine engine rotor shaft trunnion end bushing |
RU2603375C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine rotor shaft support, gas turbine engine rotor shaft support body (versions), gas turbine engine rotor shaft support roller bearing housing |
RU2603389C1 (en) * | 2015-12-15 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet engine rotor shaft support (versions), turbojet engine rotor shaft support garter seal, turbojet engine rotor shaft support sealing garter assembly, turbojet engine rotor shaft support garter seal ring section |
RU2603386C1 (en) * | 2015-12-15 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Turbojet engine rotor shaft support (versions), turbojet engine rotor shaft support body, jet turbine engine rotor shaft support roller bearing housing, turbojet engine rotor shaft support sealing stages |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8011884B1 (en) | Fan blade assembly for a gas turbine engine | |
US8740465B2 (en) | Bearing system | |
US7189005B2 (en) | Bearing system for a turbocharger | |
US7517154B2 (en) | Turbocharger shaft bearing system | |
US3390926A (en) | Combined journal and thrust bearing | |
US7694505B2 (en) | Gas turbine engine assembly and method of assembling same | |
US5311734A (en) | System and method for improved engine cooling in conjunction with an improved gas bearing face seal assembly | |
EP1740807B1 (en) | Turbocharger with hydrodynamic foil bearings | |
EP1253307B1 (en) | Turbocharger rotor with ball bearings | |
US4916892A (en) | High pressure seal | |
US4865529A (en) | Rotor transient positioning assembly | |
CA2444061C (en) | Oil annulus to circumferentially equalize oil feed to inner race of a bearing | |
US20070036477A1 (en) | Turbocharger shaft bearing system | |
US9234542B2 (en) | Bearing system | |
US4482303A (en) | Turbo-compressor apparatus | |
CA2934088A1 (en) | Hydrodynamic seals in bearing compartments of gas turbine engines | |
CN108799399B (en) | Squeeze film damper assembly | |
US4116502A (en) | Dual bearing structure for rotatable machine parts with antifriction and plain bearings | |
US20190226585A1 (en) | Hydrodynamic Intershaft Piston Ring Seal | |
RU2075658C1 (en) | Gas-turbine engine rotor support | |
KR20120113241A (en) | Gas turbine engine and foil bearing system | |
CN110878760B (en) | Seal assembly for turbomachinery | |
KR20020015302A (en) | Turbocharger rotor with low-cost ball bearing | |
US2779531A (en) | Gas turbine engine with hydraulic thrust balancing | |
US11834991B2 (en) | Lubrication system for turbine engine electric machine |