RU2124132C1

RU2124132C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2124132C1
Application number: RU94042188A
Authority: RU
Inventors: В.А. Кузнецов
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1994-11-24
Filing date: 1994-11-24
Publication date: 1998-12-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering gas-turbine engines. SUBSTANCE: gas-turbine engine has stator and rotor with radial thrust bearing whose outer race is made in form of piston for axial displacement relative to stator and contacting at both sides with active load-bearing members. Radial clearance between working surfaces of race and bearing support is 0.1-0.4 mm. Radial clearance space communicates through holes with support space. EFFECT: provision of possibility to adjust radial and axial clearance and simultaneously damping vibrations. 3 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к лопаточным машинам газотурбинных двигателей /ГТД/, например к ротору низкого давления ГТД, и может найти применение как в авиадвигателестроении, так и при наземном использовании двигателей. The invention relates to scapular engines of gas turbine engines / gas turbine engines /, for example, to a low pressure rotor gas turbine engines, and may find application both in aircraft engine manufacturing and in the ground use of engines.

Улучшение параметров ГТД, в частности уменьшение удельного расхода топлива требует повышения КПД лопаточных машин двигателя, в том числе вентилятора, подпорных ступеней и турбины низкого давления. Одним из путей повышения КПД является уменьшение зазоров между плотнительными элементами статора и ротора этих узлов в проточной части двигателя. Improving the parameters of a gas turbine engine, in particular, a decrease in specific fuel consumption, requires an increase in the efficiency of the engine blade machines, including a fan, retaining stages, and a low-pressure turbine. One of the ways to increase the efficiency is to reduce the gaps between the sealing elements of the stator and rotor of these nodes in the flow part of the engine.

Известна конструкция ГТД, в которой осуществляется регулирование зазоров между наружным воздушным уплотнением турбины и законцовкой турбинных лопаток ротора. Недостатком данной конструкции является малый диапазон регулирования зазоров, а также невозможность их регулирования при внезапном выключении двигателя при прогретых дисках турбины, что связано с разной скоростью прогрева тонкостенных лопаток и толстостенного статора. Это приводит к снижению КПД турбины и эффективности двигателя. A known design of the gas turbine engine, in which the adjustment of the gaps between the outer air seal of the turbine and the tip of the turbine rotor blades. The disadvantage of this design is the small adjustment range of the gaps, as well as the impossibility of their regulation when the engine is suddenly turned off when the turbine disks are warmed up, which is associated with different heating rates of thin-walled blades and thick-walled stator. This leads to a decrease in turbine efficiency and engine efficiency.

Известна конструкция ГТД, в которой осуществляется регулирование зазоров между наружным воздушным уплотнением статора турбины законцовкой турбинных лопаток ротора. Устройство включает в себя смонтированные вокруг корпуса турбины перфорированные трубки, соединенные с трубопроводом подвода воздуха, отбираемого из вентиляторного контура. Уменьшение зазоров достигается обдувом корпуса турбины охлаждающим воздухом, в результате чего температура корпуса и соответственно его диаметр уменьшаются. При этом сокращаются радиальные зазоры между уплотнением статора и законцовками турбинных лопаток. A known design of the gas turbine engine, in which the adjustment of the gaps between the outer air seal of the turbine stator is carried out by the tip of the rotor turbine blades. The device includes perforated tubes mounted around the turbine casing, connected to an air supply pipe taken from the fan circuit. The reduction of the gaps is achieved by blowing the turbine housing with cooling air, as a result of which the temperature of the housing and, accordingly, its diameter are reduced. This reduces the radial clearance between the stator seal and the tips of the turbine blades.

Недостатком данной конструкции является невозможность регулирования осевых и радиальных зазоров с одновременным демпфированием колебаний ротора на рабочих режимах ГТД. При низких температурах корпуса вентилятора или подпорных ступеней осуществление регулирования зазоров невозможно из-за отсутствия необходимой для регулирования разницы температур между охлаждающим воздухом и корпусом. The disadvantage of this design is the impossibility of regulating axial and radial clearances while damping the rotor vibrations in GTE operating modes. At low temperatures of the fan casing or retaining stages, the adjustment of the gaps is impossible due to the lack of the temperature difference necessary between the cooling air and the casing to control the difference.

Регулирование зазоров невозможно при внезапном выключении двигателя и запуске только что остановленного двигателя при прогретых дисках турбины, что связано с разной скоростью подогрева тонкостенных лопаток, более толстостенного статора и еще более массивных и толстостенных дисков. Это приводит к увеличению зазоров между плотнительными элементами статора и ротора на рабочих режимах ГТД и соответственно к снижению КПД турбины и эффективности двигателя. Clearance adjustment is not possible when the engine is suddenly turned off and the engine just stopped when the turbine disks are warmed up, due to the different heating speeds of thin-walled blades, a thicker stator and even more massive and thick-walled disks. This leads to an increase in the gaps between the sealing elements of the stator and rotor at the GTE operating modes and, accordingly, to a decrease in turbine efficiency and engine efficiency.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в осуществлении регулирования осевых и радиальных зазоров между плотнительными элементами статора и ротора с одновременным демпфированием колебаний. The technical problem to which this invention is directed is to regulate axial and radial clearances between the sealing elements of the stator and rotor while damping the vibrations.

Эта задача решается путем сдвижки всего ротора двигателя относительно статора в осевом направлении, которое осуществляется в результате того, что в газотурбинном двигателе, содержащем статор и ротор с регулируемыми зазорами, наружное кольцо радиально-упорного подшипника ротора выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно статора и контактирующего с обеих сторон с активными силовыми элементами, а периферийная проточная часть лопаток выполнена конусообразной с острым углом раскрытия, причем радиальный зазор между рабочими поверхностями кольца и опоры подшипника составляет 0,1 - 0,4 мм. This problem is solved by shifting the entire rotor of the motor relative to the stator in the axial direction, which is carried out as a result of the fact that in the gas turbine engine containing the stator and the rotor with adjustable gaps, the outer ring of the angular contact rotor bearing is made in the form of a piston with the possibility of axial movement relative to the stator and in contact with active force elements on both sides, and the peripheral flowing part of the blades is conical with an acute opening angle, with a radial gap between the working surfaces of the ring and the bearing support is 0.1 - 0.4 mm.

Для исключения перегрева масла полость радиального зазора между рабочими поверхностями кольца и опоры подшипника соединена с полостью опоры отверстиями. To avoid overheating of the oil, the cavity of the radial clearance between the working surfaces of the ring and the bearing support is connected to the support cavity by openings.

Выполнение наружного кольца радиально-упорного подшипника ротора в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно статора позволяет осуществлять сдвижку всего ротора относительно статора в осевом направлении. The execution of the outer ring of the angular contact bearing of the rotor in the form of a piston with the possibility of axial movement relative to the stator allows the shift of the entire rotor relative to the stator in the axial direction.

То, что поршень контактирует с обеих сторон с активными силовыми элементами, позволяет после окончания переходных процессов на режимах максимальной экономичности уменьшать радиальные зазоры Δ₁ по вентилятору и Δ₂ по подпорным ступеням, а также осевые зазоры δ₂ по уплотнительным элементам турбины низкого давления до величины, близкой к нулю.The fact that the piston contacts on both sides with active power elements allows, after the transition processes have been completed at maximum economy, to reduce the radial clearances Δ ₁ along the fan and Δ ₂ along the retaining steps, as well as the axial clearances δ ₂ along the sealing elements of the low pressure turbine to close to zero.

Между величинами радиального зазора Δ₁, осевой сдвижкой δ₁ и углом образующей конуса проточной части лопаточной машины по периферии (α) существует зависимость Δ₁= δ₁•tgα. Для уменьшения величины осевой сдвижки ротора δ₁ относительно статора и увеличения диапазона регулирования радиального зазора Δ₁ угол α выполнен острым, максимально большим, что обеспечивается профилировкой проточной части лопаточной машины.Between the values of the radial clearance Δ ₁ , the axial shift δ ₁ and the angle of the generatrix of the cone of the flowing part of the scapular machine at the periphery (α), there is a dependence Δ ₁ = δ ₁ • tgα. To reduce the magnitude of the axial shift of the rotor δ ₁ relative to the stator and increase the range of regulation of the radial clearance Δ _{1, the} angle α is made sharp, as large as possible, which is provided by the profiling of the flow part of the blade machine.

Размер радиального зазора Δ₃ между рабочей поверхностью выступа наружного кольца подшипника и неподвижной опорой выбран в интервале 0,1 - 0,4 мм исходя из следующих соображений: при Δ₃ < 0,1 мм масло не сможет поступать в зазор, а при Δ₃ > 0,4 мм наблюдается возрастание амплитуды колебаний ротора при запуске и выбеге.The size of the radial clearance Δ ₃ between the working surface of the protrusion of the outer ring of the bearing and the fixed support is selected in the range of 0.1 - 0.4 mm based on the following considerations: when Δ ₃ <0.1 mm, the oil will not be able to enter the gap, and when Δ ₃ > 0.4 mm there is an increase in the amplitude of the oscillations of the rotor at start-up and coast.

Полость радиального зазора соединена с полостью опоры сливными отверстиями, обеспечивающими прокачку масла и исключающими перегрев масла в зазоре Δ₃.
Изобретение иллюстрируется следующими чертежами.The cavity of the radial gap is connected to the cavity of the support by drain holes providing oil pumping and excluding oil overheating in the gap Δ ₃ .
The invention is illustrated by the following drawings.

На фиг. 1 представлен общий вид ГТД. In FIG. 1 shows a general view of a gas turbine engine.

На фиг. 2 показан элемент I с фиг. 1 - ротора вентилятора с подпорными ступенями и радиально-упорным подшипником. На фиг. 3 показан элемент II с фиг. 2 - радиально-упорный подшипник вентилятора при работе на экономичном режиме, на фиг. 4 показан элемент II с фиг. 2 - при работе на нерасчетном режиме. На фиг. 5 изображен элемент III с фиг. 1 - турбина низкого давления с системой активного управления осевыми и радиальными зазорами. In FIG. 2 shows element I of FIG. 1 - fan rotor with retaining steps and angular contact bearing. In FIG. 3 shows element II of FIG. 2 - angular contact fan bearing when operating in economy mode, in FIG. 4 shows element II of FIG. 2 - when working in off-design mode. In FIG. 5 shows element III of FIG. 1 - low pressure turbine with an active axial and radial clearance control system.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из статора 2 и ротора 3 и низкого 4 давлений. Ротор 4 состоит из рабочего колеса вентилятора 5, ротора подпорных ступеней 6 и ротора турбины низкого давления 7, соединенных между собой с помощью вала 8. Ротор 4 с валом 8 установлен в шариковом радиально-упорном подшипнике 9, воспринимающем осевые усилия, действующие на ротор, и вес части ротора, а также двух роликовых подшипниках 10, воспринимающих только вес ротора 4. Роликовые подшипники 10 не имеют буртиков на наружном кольце подшипника и позволяют ротору перемещаться относительно статора. Радиально-упорный подшипник 9 имеет наружное кольцо, выполненное в виде поршня с уплотнительными кольцами 12 по цилиндрическим выступам этого кольца. Радиальный зазор между рабочими поверхностями выступа 13 и неподвижной опорой 14 составляет 0,1 - 0,4 мм. Причем осевая длина рабочей поверхности не менее ширины внутреннего кольца подшипника 9. The gas turbine engine 1 consists of a stator 2 and a rotor 3 and a low 4 pressure. The rotor 4 consists of the impeller of the fan 5, the rotor of the retaining stages 6 and the rotor of the low pressure turbine 7, interconnected by a shaft 8. The rotor 4 with the shaft 8 is mounted in a ball angular contact bearing 9, which receives axial forces acting on the rotor, and the weight of the part of the rotor, as well as two roller bearings 10, perceiving only the weight of the rotor 4. The roller bearings 10 do not have shoulder on the outer ring of the bearing and allow the rotor to move relative to the stator. Angular contact bearing 9 has an outer ring made in the form of a piston with o-rings 12 along the cylindrical protrusions of this ring. The radial clearance between the working surfaces of the protrusion 13 and the fixed support 14 is 0.1 - 0.4 mm Moreover, the axial length of the working surface is not less than the width of the inner ring of the bearing 9.

Между кольцом 11 и опорой 14 с одной стороны имеется полость, в которую через трубу 15 поступает рабочая жидкость от маслонасоса ГТД с высоким давлением ΔP = 30 - 40 кг/см². Полость A уплотнена от утечек масла с помощью резиновых колец 12. В выступе 13 имеется отверстие 16, соединяющее демпфирующую полость высокого давления Б между выступом 13 и опорой 14 с полостью масляной опоры В низкого давления.On the one hand, there is a cavity between the ring 11 and the support 14, into which the working fluid from the gas turbine oil pump with a high pressure ΔP = 30 - 40 kg / cm ² enters through the pipe 15. The cavity A is sealed against oil leaks using rubber rings 12. In the protrusion 13 there is an opening 16 connecting the high pressure damping cavity B between the protrusion 13 and the support 14 with the cavity of the low pressure oil support B.

На опоре 14 установлен фланец 17, удерживающий пакет пластинчатых пружин 18, прижимающих кольцо 11 к опоре 14 при неработающем двигателе или на переходных режимах. A flange 17 is mounted on the support 14, which holds the package of leaf springs 18, which press the ring 11 against the support 14 when the engine is idle or in transient conditions.

Кольцо 11 и фланец 17 имеют упорные торцы T₁ и T₂, по которым они контактируют при работе на длительном экономичном режиме и между которыми на нерабочих и переходных режимах образуется осевой зазор δ₁.
На кольце 11 и фланце 17 имеются шлицы 19, с помощью которых кольцо 11 фиксируется от проворачивания.The ring 11 and the flange 17 have thrust ends T ₁ and T ₂ along which they come into contact during operation in a long economy mode and between which an axial clearance δ _{1 is} formed in idle and transition modes.
On the ring 11 and the flange 17 there are slots 19, with which the ring 11 is fixed from turning.

Между плотнительными элементами статора и ротора, т.е. между корпусом 20 вентилятора 5, существует радиальный зазор Δ₁.
Между корпусом 21 подпорных ступеней и законцовками рабочих лопаток ротора подпорных ступеней 6 существует радиальный зазор Δ₂. Между сотовым уплотнением 22 разрезного кольца 23 турбины 24 и гребешком 25 рабочей лопатки 26 ротора 7 турбины низкого давления существует осевой зазор δ₂.
Над наружным корпусом 27 турбины 24 установлены перфорированные трубы 28 подвода охлаждающего воздуха, через которые на корпус турбины 27 подается воздух для активного регулирования радиального зазора Δ₄ между гребешком 25 и сотовым уплотнением 23.Between the sealing elements of the stator and rotor, i.e. between the housing 20 of the fan 5, there is a radial clearance Δ ₁ .
Between the housing 21 of the retaining steps and the tips of the rotor blades of the rotor of the retaining steps 6 there is a radial clearance Δ ₂ . Between the honeycomb seal 22 of the split ring 23 of the turbine 24 and the scallop 25 of the working blade 26 of the rotor 7 of the low pressure turbine there is an axial clearance δ ₂ .
Above the outer casing 27 of the turbine 24, perforated pipes 28 for supplying cooling air are installed, through which air is supplied to the casing of the turbine 27 to actively control the radial clearance Δ ₄ between the scallop 25 and the honeycomb seal 23.

Claims

1. A gas turbine engine containing a stator and a rotor with an angular contact bearing, characterized in that the outer ring of the angular contact bearing is made in the form of a piston with the possibility of axial movement relative to the stator and in contact on both sides with active power elements.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the radial clearance between the working surfaces of the ring and the bearing support is 0.1 - 0.4 mm

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the cavity of the radial clearance is connected to the cavity of the support holes.