RU2132961C1 - Узел подшипниковых опор - Google Patents

Узел подшипниковых опор Download PDF

Info

Publication number
RU2132961C1
RU2132961C1 RU96123231/06A RU96123231A RU2132961C1 RU 2132961 C1 RU2132961 C1 RU 2132961C1 RU 96123231/06 A RU96123231/06 A RU 96123231/06A RU 96123231 A RU96123231 A RU 96123231A RU 2132961 C1 RU2132961 C1 RU 2132961C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
housing
bearing
wall
turbomachine
ring
Prior art date
Application number
RU96123231/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU96123231A (ru
Inventor
Мохамед-Сэми Э. Амин (CA)
Мохамед-Сэми Э. Амин
Энтони Дж. Мэттьюз (CA)
Энтони Дж. Мэттьюз
Original Assignee
Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк.
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 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. filed Critical Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк.
Publication of RU96123231A publication Critical patent/RU96123231A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2132961C1 publication Critical patent/RU2132961C1/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F01D25/164—Flexible supports; Vibration damping means associated with the bearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C27/00—Elastic or yielding bearings or bearing supports, for exclusively rotary movement
    • F16C27/04—Ball or roller bearings, e.g. with resilient rolling bodies
    • F16C27/045—Ball or roller bearings, e.g. with resilient rolling bodies with a fluid film, e.g. squeeze film damping
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C35/00—Rigid support of bearing units; Housings, e.g. caps, covers
    • F16C35/04—Rigid support of bearing units; Housings, e.g. caps, covers in the case of ball or roller bearings
    • F16C35/042—Housings for rolling element bearings for rotary movement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C19/00—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement
    • F16C19/54—Systems consisting of a plurality of bearings with rolling friction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2360/00—Engines or pumps
    • F16C2360/23—Gas turbine engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Mounting Of Bearings Or Others (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Узел подшипниковых опор содержит корпус (36), две подшипниковые опоры 16 и 18, поддерживающие вал (12) турбомашины. Корпус (36) включает три части: первую (44), вторую (46) и третью (48). Первая часть корпуса (44) имеет секцию (50) стенки, установленную в осевом направлении против турбопотока и в радиальном направлении наружу к корпусу (40) турбомашины. Стенка (70) второй части (46) корпуса подшипниковой опоры установлена в осевом направлении против турбопотока от внешнего кольца (26) выходного подшипника (18). Третья часть (48) имеет стенку (80), установленную в осевом направлении против турбопотока и в радиальном направлении внутри от корпуса (40). Гибкая передняя часть (50) и жесткая задняя часть (46) обеспечивают корпус уникальным сочетанием свойств, которые обеспечивают нормальную работу двигателя, а также безопасную работу в процессе неожиданных нарушений баланса ротора. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности к узлам подшипниковых опор газотурбинных двигателей.
Турбомашины, например, газотурбинные двигатели, содержат вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину. Вал проходит в осевом направлении через турбомашину от вентилятора до турбины и вращает размещенные по оси ступени дисков. На каждом диске размещены по периферии лопатки, которые простираются радиально через газовый поток. Вал поддерживается одним или более подшипниковыми узлами. Подшипниковые узлы соединены с корпусом турбомашины посредством корпуса подшипникового узла. Корпус подшипникового узла выполняет несколько задач: он поддерживает подшипниковые узлы, обеспечивает замкнутую емкость для смазки и удерживает подшипниковый узел, удерживая, таким образом, вал в случае нарушения баланса диска вентилятора или в любом другом непредвиденном случае.
В патенте FR- A-2181366 описан корпус подшипникового узла для вала, поддерживаемого входной и выходной опорами в виде шарикоподшипников. Корпус подшипникового узла имеет две стенки: первую стенку в основном параллельную оси вала; и вторую стенку, более толстую, чем первая стенка, простирающуюся в осевом направлении по потоку, а в радиальном направлении наружу к корпусу турбомашины от расположенной дальше по потоку опоры в виде роликового подшипника, где корпус подшипниковой опоры прикреплен к корпусу двигателя.
Хотя для корпусов подшипниковой опоры были предложены и нашли применение в газотурбинных двигателях различные конструкции, для обеспечения оптимальных эксплуатационных характеристик самых современных двигателей существует потребность усовершенствования конструкции. Данное изобретение удовлетворяет эту потребность промышленности.
В соответствии с настоящим изобретением узел подшипниковой опоры турбомашины включает в себя корпус опоры, связанный с корпусом турбомашины, вал, проходящий в осевом направлении через корпус турбомашины, и разнесенные в осевом направлении первый и второй подшипниковые опоры для поддержания вала в корпусе турбомашины. Подшипниковые опоры состоят из внешнего кольца подшипника, внутреннего кольца подшипника, закрепленного на валу, и элементов качения между ними. Указанный корпус подшипникового узла содержит первую часть корпуса подшипникового узла, имеющую секцию стенки; и вторую часть корпуса подшипникового узла, имеющую стенку, проходящую в радиальном направлении наружу от внешнего кольца выходного подшипника к корпусу турбомашины, причем вторая часть корпуса подшипникового узла прикреплена к внешнему кольцу подшипника, толщина стенки второй части корпуса подшипникового узла больше толщины секции стенки первой части корпуса подшипникового узла, а длина стенки второй части корпуса подшипникового узла меньше длины секции стенки первой части корпуса подшипникового узла.
Узел подшипникового узла дополнительно содержит третью часть корпуса подшипникового узла, имеющую стенку, проходящую в осевом направлении против турбопотока и в радиальном направлении внутрь от корпуса турбомашины, причем указанная третья часть корпуса подшипникового узла прикреплена к корпусу турбомашины; указанная первая часть корпуса подшипникового узла имеет проходящие в осевом направлении и разнесенные в радиальном направлении внутреннюю и наружную стенки, параллельные валу, причем внутренняя поверхность внутренней стенки в радиальном направлении смежна внешнему кольцу входного подшипника, причем указанная внутренняя стенка имеет участки, проходящие против потока от кольца и по потоку от кольца, и при этом указанная наружная стенка имеет секцию стенки, которая проходит в осевом направлении по потоку и в радиальном направлении наружу к корпусу турбомашины; указанная стенка указанной второй части корпуса подшипниковой опоры проходит в осевом направлении против потока от внешнего кольца выходного подшипника; и указанные первая, вторая и третья части корпуса подшипникового узла расположены в аксиальном направлении в промежутке между и в радиальном направлении снаружи от указанных подшипниковых опор.
В результате сочетания гибкой части на входном конце корпуса и жесткой части на выходном конце корпуса получается узел турбомашины, имеющий уникальные эксплуатационные характеристики. В частности, корпус имеет необходимую жесткость для стабильной динамики ротора в процессе нормальных режимов работы турбомашины и способен выдерживать удар различных инородных объектов в процессе работы турбомашины, продолжая функционировать приемлемым образом.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения станут очевидными при рассмотрении чертежа и описания наилучшего варианта воплощения настоящего изобретения, которое приведено ниже.
На чертеже дан поперечный разрез, показывающий опорную поверхность газотурбинной машины в соответствии с настоящим изобретением.
Современные газотурбинные машины содержат секцию вентилятора на входном конце машины и секцию турбины на выходном в осевом направлении конце турбомашины. Между секциями вентилятора и турбины расположена компрессорная секция и блок камеры сгорания. Вал проходит через турбомашину в осевом направлении. Известны конструкции турбомашин, в которых используют только один вал, и известны другие конструкции, в которых используют два или более валов. Настоящее изобретение применимо как с турбомашинами, имеющими один вал, так и с турбомашинами, имеющими несколько валов. На чертеже вал указан ссылочным номером 12; направление его вращения в процессе работы турбомашины показано стрелкой, указанной ссылочным номером 13.
На валу 12 закреплен с возможностью вращения диск 10 вентилятора. Диск 10 содержит множество разнесенных по периферии лопаток 14, которые проходят в радиальном направлении наружу поперек пути воздушного потока. Вал 12 поддерживается по меньшей мере двумя подшипниковыми опорами 16 и 18; как показано на чертеже первая подшипниковая опора 16 разнесена в осевом направлении со второй подшипниковой опорой 18. Подшипниковые опоры 16, 18 являются либо шариковыми, либо роликовыми подшипниками и содержат пару разнесенных в радиальном направлении колец подшипников и расположенное между ними множество разнесенных по окружности элементов качения. Входная подшипниковая опора 16, в частности, содержит внешнее кольцо 20 подшипника и внутреннее кольцо 22 подшипника, которые взаимодействуют, окружая элементы 24 качения и поддерживая их в рабочем положении. Аналогичным образом, выходная подшипниковая опора 18 содержит внешнее кольцо 26 подшипника, внутреннее кольцо 28 подшипника и элементы 30 качения.
Что касается входной подшипниковой опоры 16, в радиальном направлении внутренняя поверхность 32 внутреннего кольца 22 подшипника зафиксирована на валу 12; внешнее кольцо 20 подшипника является подвижным в осевом направлении по отношению к корпусу 36 подшипникового узла и, таким образом, относительно вала 12. Что касается выходной подшипниковой опоры 18, в радиальном направлении внутренняя поверхность 38 внутреннего кольца 28 подшипника зафиксирована на валу 12, а в радиальном направлении наружная поверхность 72 внешнего кольца 26 подшипника прикреплена к корпусу 36 подшипникового узла. Как показано на чертеже корпус 36 подшипникового узла прикреплен к корпусу турбомашины через промежуточный корпус 40. Однако для целей настоящего изобретения корпус 36 подшипникового узла может быть непосредственно прикреплен к корпусу турбомашины или к любой другой опоре, которая жестко присоединена к корпусу. Корпус турбомашины и вал 12 соосны, ось турбомашины указана ссылочным номером 42.
Как указано выше настоящее изобретение относится к разнесенным в осевом направлении подшипниковым опорам 16, 18, которые поддерживаются корпусом 36 подшипникового узла. В предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения внешнее кольцо 26 выходная подшипниковая опора 18 прикреплено к корпусу 36 подшипникового узла, а внешнее кольцо 20 входной подшипниковой опоры 16 установлено смежно корпусу 36 подшипникового узла и с возможностью скольжения относительно этого корпуса в осевом направлении. Корпус 36 подшипникового узла прикреплен к корпусу турбомашины через промежуточный корпус 40. Корпус 36 подшипниковой опоры является одноэлементной конструкцией, предназначенной для поддержания аксиального и радиального положения вала 12 в процессе нормальной работы турбомашины, а также в процессе неожиданного нарушения баланса ротора.
Более конкретно, корпус 36 подшипникового узла является одноэлементной конструкцией, которая состоит из трех частей: первой части корпуса, указанной ссылочным номером 44, в области входной подшипниковой опоры 16; второй части корпуса, указанной ссылочным номером 46, в области выходной подшипниковой опоры 18; и третьей части корпуса, указанной ссылочным номером 48, в области крепления к промежуточному корпусу 40. Основным признаком корпуса 36 подшипникового узла в соответствии с настоящим изобретением является сочетание гибкой и жестких частей в одноэлементной конструкции. Такое сочетание свойств в корпусе, соответствующем настоящему изобретению, позволяет получать уникальные рабочие характеристики.
Первая часть 44 корпуса ограничена тонкой металлической стенкой 50, которая простирается смежно валу 12 вперед и назад от подшипниковой опоры 16. В частности, металлическая стенка 50 образует пару близко разнесенных параллельных наружней и внутренней стенок 52, 54, которые также параллельны валу 12. Длина параллельных стенок 52, 54 приблизительно равна. В радиальном направлении внутренняя стенка 54 содержит участок 56, который выходит из подшипниковой опоры 16, и участок 58, который подходит к подшипниковой опоре 16 со стороны входного конца. Внутренняя стенка 54 содержит также на выходном конце участка 56 L-образный изгиб 60, который опирается на конструкцию 62 с образованием маслосборника 64 для подачи масла к элементу 24 качения. Маслосборник 64 сообщается с элементом 24 качения каналом (не показан), который проходит из маслосборника 64 к кольцу 22 подшипника. Маслосборник 64 также подает масло в зазор между наружной поверхностью 63 кольца подшипника и внутренней поверхностью 65 корпуса. Ссылочными номерами 67 показаны маслоуплотнительные кольца. Масло подается в маслосборник 64 по маслопроводу 66, который проходит через трубку 61 и через выступающую часть 71 в корпусе 36. Как показано, выступающая часть 71 может составлять с корпусом 36 одно целое, или может быть прикреплена к нему обычным способом. Маслопровод 66 также подает смазку к элементу 30 качения с помощью канала (не показано). Перед входной подшипниковой опорой 16 внутренняя стенка 54 переходит в наружную стенку посредством изгиба 68, имеющего вид изгиба заколки для волос. Наружная стенка 52 параллельна внутренней стенке 54; в конечной точке подшипниковой опоры 16 и параллельных стенок 52, 54 по направлению потока первая часть 44 корпуса 36 подшипниковой опоры проходит в радиальном направлении наружу к промежуточному корпусу 40 и корпусу турбомашины.
Вторая часть 46 корпуса 36 подшипникового узла занимает область вблизи подшипниковой опоры 18. Вторая часть 46 корпуса ограничена стенкой 70, имеющей большую толщину, чем толщина стенки 50, которая ограничивает первую часть 44 корпуса; вторая часть 46 корпуса прикреплена к подшипниковой опоре 18 и простирается в осевом направлении к входу, и в радиальном направлении наружу от подшипниковой опоры 18 к корпусу турбомашины и промежуточному корпусу 40. В частности, стенка 70 прикреплена к наружной поверхности 72 внешнего кольца 26 посредством болта 74, который проходит через отверстия под болт (не показаны) в стенке 70 и кольце 26.
Как следует из чертежа, третья часть 48 корпуса имеет толстую металлическую стенку 80, которая проходит в осевом направлении к входу и в радиальном направлении внутрь от корпуса 40. Третья часть 48 корпуса подшипниковой опоры прикреплена к промежуточному корпусу 40 болтами 74, которые проходят через болтовые отверстия (не показаны) в простирающемся в радиальном направлении участке 76 третьей части 48 корпуса. Участок 76 опирается на простирающуюся в радиальном направлении поверхность 82 в промежуточном корпусе 40. Третья часть 48 имеет также простирающуюся в осевом направлении поверхность 84, которая опирается на простирающуюся в осевом направлении поверхность 86 на промежуточном корпусе 40. Описанная выше конструкция предохраняет фиксирующие болты 74 от среза в случае большой нагрузки, возникающей при дисбалансе в процессе работы турбомашины.
Первая, вторая и третья части 44, 46, 48 корпуса расположены и являются смежными точке, расположенной в аксиальном направлении между и в радиальном направлении снаружи от первой и второй подшипниковых опор 16, 18, соответственно. Корпус 36 подшипникового узла получен с помощью известных технологий обработки металлов; предпочтительно, первая часть 44 корпуса является комбинацией листового металла и литья или деформируемых компонентов, сваренных вместе. Вторая и третья части 46, 48 корпуса предпочтительно являются одноэлементным литым компонентом или компонентом из сварочного металла. Первая часть 44 корпуса соединена со второй и третьей частями 46, 48 посредством сварки или других известных технологий соединения металлов. Предпочтительным материалом, из которого получают корпус 36 подшипникового узла, является титан.
Толщина стенки 70 второй части корпуса больше толщины стенки 50 первой части корпуса. Длина стенки 70 второй части корпуса меньше длины стенки 50 первой части корпуса. Эти два признака ведут к тому, что стенка 70 второй части корпуса является значительно более жесткой и менее гибкой, чем стенка 50 первой части корпуса. Сочетание указанных гибкости и жесткости играет важную роль в обеспечении правильных динамических характеристик ротора в процессе нормальных рабочих режимов работы турбомашины и в поддержании такой стабильности в процессе неожиданных нарушений балансировки ротора. Такие нарушения баланса ротора могут иметь место при всасывании птиц или других инородных предметов в процессе работы турбомашины; известны также другие причины, вызывающие нарушение баланса ротора. В том случае, когда, например, большая птица всасывается турбомашиной в процессе работы турбомашины и ударяется о корпус 36 подшипникового узла, первая часть 44 корпуса подшипникового узла сомнется вследствие присущей ей более слабой конструкции. Если первая часть 44 корпуса подшипникового узла сминается вследствие удара птицы, нагрузка, передаваемая через вторую часть 46 корпуса подшипникового узла к промежуточному корпусу 40 и корпусу турбомашины, уменьшается, поскольку некоторая часть энергии из выведенного из баланса ротора рассеивается благодаря деформации первой части 44 корпуса подшипникового узла. Вторая часть 46 корпуса останется нетронутой и обеспечит необходимое радиальное и аксиальное удержание вала 12. Кроме того, промежуточный корпус 40 и конструкция крепления турбомашины будут защищены от разрушения, которое может привести к неконтролируемому разрушению вала 12 и турбомашины, что должно быть предотвращено.
Как следует из чертежа, стенка 70, которая ограничивает вторую часть 46 корпуса подшипникового узла, вблизи точки крепления к второй подшипниковой опоре 18 имеет область 88 уменьшенной толщины. В том случае, если корпус 36 подшипникового узла испытывает усилия выше заданных и вторая часть 46 корпуса подшипникового узла разрушается, она разрушится благодаря уменьшенной толщине области 88. Остальной корпус 36 подшипникового узла останется незатронутым и неизменным, что предотвратит аксиальное перемещение второй подшипниковой опоры 18 вперед. Более конкретно, даже после разрушения корпус 36 подшипникового узла останется прикрепленным к первой подшипниковой опоре 16 и промежуточному корпусу 40. Такое крепление сохранит аксиальное и радиальное положение частей корпуса, которые находятся в направлении против потока от точки разрушения. Эти неподвижные входные части корпуса 36 подшипникового узла заблокируют перемещение в радиальном и в аксиальном направлении частей корпуса 36, которые находятся в направлении потока от точки разрушения. В результате, вентилятор 10 и вал 12 останутся удерживаемыми в корпусе турбомашины.
Внутреннее кольцо 22 подшипника удерживается в осевом направлении валом 12 с помощью проходящего в радиальном направлении выступа 108 на валу 12 за внутреннем кольцом 22 подшипника по направлению потока и узлом 90 графитового уплотнения перед кольцом 22 подшипника по направлению потока. Узел 90 графитового уплотнения поддерживается в осевом направлении диском 10 вентилятора на валу 12 с помощью обычных средств. Он также поддерживается в корпусе 36 посредством выступающего в радиальном направлении упора 91, который проходит через паз 93 в корпусе 36. Как указано выше, внешнее кольцо 20 установлено с возможностью аксиального скольжения относительно корпуса 36 и масло подается в зазор между кольцом 20 и корпусом 36 для смазки. Относительное аксиальное перемещение между кольцом 20 и корпусом 36 предусмотрено конструкцией упора и паза, в частности, упор 94 в кольце 20 проходит через паз 96 в наружном кольце 98 графитового уплотнения. Хотя в предпочтительном варианте воплощения, соответствующем настоящему изобретению, используется подвижная конструкция наружного кольца подшипника, возможно использовать также закрепленное в осевом направлении внешнее кольцо подшипника. Вторая подшипниковая опора 18 в осевом направлении закреплена на валу 12 посредством выступающего в радиальном направлении выступа 92 на валу 12 за внутреннем кольцом 28 подшипника в направлении потока и узлом 99 стопорной гайки, прикрепленным к валу 12, находящейся перед кольцом 28 подшипника в направлении потока.
Хотя настоящее изобретение было показано и описано со ссылкой на его предпочтительный вариант воплощения, квалифицированному в этой области техники специалисту будет очевидно, что корпус подшипникового узла, соответствующий настоящему изобретению, может быть применим с турбомашинами, имеющими один вал, а также с турбомашинами с несколькими валами. Кроме того, хотя корпус предпочтительно изготавливают из титана, могут быть использованы другие металлические сплавы, а также неметаллические материалы, например, композиционные материалы.

Claims (3)

1. Узел подшипниковых опор турбомашины, содержащий корпус (36), связанный с корпусом (40) турбомашины, вал (12), расположенный по оси корпуса (40) турбомашины, установленные на расстоянии друг от друга в осевом направлении первую и вторую подшипниковые опоры (16, 18) установки вала (12) в корпусе (40) турбомашины, состоящие из внешнего кольца (20, 26), внутреннего кольца (22, 28), закрепленного на валу (12), и элементов (24, 30) качения, расположенных между внешним и внутренним кольцами, первую часть (44) корпуса подшипниковой опоры, имеющую секцию (50) стенки, и вторую часть (46) корпуса подшипниковой опоры, имеющую стенку (70), расположенную в радиальном направлении наружу от внешнего кольца (26) выходной подшипниковой опоры (18) к корпусу (40) турбомашины, причем вторая часть (46) корпуса подшипниковой опоры закреплена на внешнем кольце (26) подшипника, толщина стенки (70) второй части (46) корпуса подшипниковой опоры больше толщины секции (50) стенки первой части (44) корпуса подшипниковой опоры, а длина стенки (70) второй части (46) корпуса подшипниковой опоры меньше длины секции (50) стенки первой части (44) корпуса подшипниковой опоры, отличающийся тем, что он содержит третью часть (48) корпуса подшипниковой опоры, имеющую стенку (80), установленную в осевом направлении против турбопотока и в радиальном направлении внутрь от корпуса (40) турбомашины, и закрепленную на корпусе (40) турбомашины, при этом первая часть (44) корпуса подшипниковой опоры имеет установленные в осевом направлении и разнесенные в радиальном направлении внутреннюю и наружную стенки (54, 52), параллельные валу (12), причем внутренняя поверхность (65) внутренней стенки (54) в радиальном направлении установлена смежно с внешним кольцом (20) входной подшипниковой опоры (16), при этом внутренняя стенка (54) имеет участки (58, 56), установленные в направлении против турбопотока от кольца и по направлению турбопотока от кольца, а наружная стенка (52) имеет секцию (50), которая установлена в осевом направлении по направлению турбопотока, а в радиальном направлении - наружу к корпусу (40) турбомашины, причем стенка (70) второй части (46) корпуса подшипниковой опоры установлена в осевом направлении против турбопотока от внешнего кольца (26) выходного подшипника (18), а первая - третья части (44, 46 и 48) корпуса подшипниковой опоры расположены в аксиальном направлении между, а радиальном направлении снаружи подшипниковых опор (16, 18).
2. Узел по п.1, отличающийся тем, что разнесенные в радиальном направлении и параллельные стенки (52, 54) первой части (44) корпуса подшипниковой опоры имеют одинаковую длину в осевом направлении.
3. Узел по п.1, отличающийся тем, что третья часть (48) корпуса подшипниковой опоры имеет перпендикулярные осевому и радиальному направлениям поверхности (82, 84) соединения встык с перпендикулярными осевому и радиальному направлениям поверхностями (82, 86) корпуса (40) турбомашины.
RU96123231/06A 1994-05-05 1995-05-04 Узел подшипниковых опор RU2132961C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/239,070 US5433584A (en) 1994-05-05 1994-05-05 Bearing support housing
US08/239070 1994-05-05
PCT/CA1995/000245 WO1995030822A1 (en) 1994-05-05 1995-05-04 Bearing support housing

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU96123231A RU96123231A (ru) 1999-02-27
RU2132961C1 true RU2132961C1 (ru) 1999-07-10

Family

ID=22900457

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96123231/06A RU2132961C1 (ru) 1994-05-05 1995-05-04 Узел подшипниковых опор

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5433584A (ru)
EP (1) EP0752054B1 (ru)
CA (1) CA2189641C (ru)
CZ (1) CZ288368B6 (ru)
DE (1) DE69502094T2 (ru)
PL (1) PL176781B1 (ru)
RU (1) RU2132961C1 (ru)
WO (1) WO1995030822A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472986C2 (ru) * 2007-11-27 2013-01-20 Таль Герметичное направляющее устройство вращения
RU2536655C1 (ru) * 2013-10-04 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
RU2573077C2 (ru) * 2011-01-19 2016-01-20 Турбомека Способ и устройство подачи смазочного вещества

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5603602A (en) * 1994-08-08 1997-02-18 Pratt & Whitney Canada Inc. Pressurized ball bearing assemblies
FR2749883B1 (fr) * 1996-06-13 1998-07-31 Snecma Procede et support de palier permettant de maintenir en fonctionnement un turbomoteur pour aeronef apres apparition d'un balourd accidentel sur un rotor
FR2752024B1 (fr) * 1996-08-01 1998-09-04 Snecma Support d'arbre cassant a l'apparition d'un balourd
GB2320526B (en) * 1996-12-20 2000-09-20 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
GB2322165B (en) * 1997-02-15 2001-02-28 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
GB2322914B (en) * 1997-03-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US5791789A (en) * 1997-04-24 1998-08-11 United Technologies Corporation Rotor support for a turbine engine
SE509392C2 (sv) * 1997-05-27 1999-01-18 Abb Stal Ab Anordning för en rotormaskin
GB2326679B (en) * 1997-06-25 2000-07-26 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US6240719B1 (en) * 1998-12-09 2001-06-05 General Electric Company Fan decoupler system for a gas turbine engine
US6196790B1 (en) 1998-12-17 2001-03-06 United Technologies Corporation Seal assembly for an intershaft seal in a gas turbine engine
US6082959A (en) * 1998-12-22 2000-07-04 United Technologies Corporation Method and apparatus for supporting a rotatable shaft within a gas turbine engine
GB2360069B (en) * 2000-03-11 2003-11-26 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US6491497B1 (en) * 2000-09-22 2002-12-10 General Electric Company Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances
US6439772B1 (en) 2000-12-01 2002-08-27 General Electric Company Method and apparatus for supporting rotor assembly bearings
US6443698B1 (en) 2001-01-26 2002-09-03 General Electric Company Method and apparatus for centering rotor assembly damper bearings
US6413046B1 (en) 2001-01-26 2002-07-02 General Electric Company Method and apparatus for centering rotor assembly damper bearings
SE520646C2 (sv) * 2001-04-24 2003-08-05 Volvo Aero Corp Turbin- eller kompressoranordning och förfarande för montering av anordningen
US6783319B2 (en) 2001-09-07 2004-08-31 General Electric Co. Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances
FR2841592B1 (fr) * 2002-06-27 2004-09-10 Snecma Moteurs Recentrage d'un rotor apres decouplage
DE10258528B4 (de) * 2002-12-14 2005-10-20 Mtu Aero Engines Gmbh Lageranordnung für eine rotierende Welle, insbesondere eine Gasturbinenwelle
US7097412B2 (en) * 2003-02-14 2006-08-29 United Technologies Corporation Turbine engine bearing support
FR2864995B1 (fr) * 2004-01-12 2008-01-04 Snecma Moteurs Support de palier a double raideur
FR2866068B1 (fr) * 2004-02-06 2006-07-07 Snecma Moteurs Turboreacteur a soufflante solidaire d'un arbre d'entrainement supporte par un premier et un deuxieme paliers
FR2866069A1 (fr) * 2004-02-06 2005-08-12 Snecma Moteurs Turboreacteur a soufflante solidaire d'un arbre d'entrainement supporte par un premier et un deuxieme paliers
US7384199B2 (en) * 2004-08-27 2008-06-10 General Electric Company Apparatus for centering rotor assembly bearings
FR2878589B1 (fr) * 2004-11-29 2008-06-13 Snecma Moteurs Sa Compensation de sous-alimentation en lubrifiant dans un palier inter arbres
US7568843B2 (en) * 2006-08-25 2009-08-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Oil bearing and tube assembly concept
US7625128B2 (en) * 2006-09-08 2009-12-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Thrust bearing housing for a gas turbine engine
GB2444935B (en) * 2006-12-06 2009-06-10 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
DE102007023380A1 (de) * 2007-05-18 2008-11-20 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine
US8215901B2 (en) * 2007-12-03 2012-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving offset turbine frame struts
US20090151144A1 (en) * 2007-12-12 2009-06-18 Bittner Edward H Method for removing hardware pressed into a bore
US8167531B2 (en) * 2008-05-16 2012-05-01 General Electric Company Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances
US20100092379A1 (en) * 2008-10-13 2010-04-15 Stewart Albert E Apparatus and method for use in calcination
US8734085B2 (en) * 2009-08-17 2014-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine section architecture for gas turbine engine
FR2951232B1 (fr) * 2009-10-08 2017-06-09 Snecma Dispositif de centrage et de guidage en rotation d'un arbre de turbomachine
GB201003588D0 (en) * 2010-03-04 2010-04-21 Rolls Royce Plc Improvements relating to layered composite components
US8777229B2 (en) * 2010-03-26 2014-07-15 United Technologies Corporation Liftoff carbon seal
US8845277B2 (en) 2010-05-24 2014-09-30 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports
CA2760454C (en) 2010-12-03 2019-02-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine rotor containment
US8366385B2 (en) 2011-04-15 2013-02-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US8360714B2 (en) 2011-04-15 2013-01-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US10605167B2 (en) 2011-04-15 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US8834095B2 (en) * 2011-06-24 2014-09-16 United Technologies Corporation Integral bearing support and centering spring assembly for a gas turbine engine
US9080461B2 (en) 2012-02-02 2015-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan and boost joint
WO2014058455A1 (en) * 2012-10-09 2014-04-17 United Technologies Corporation Bearing support stiffness control
WO2014164189A1 (en) * 2013-03-11 2014-10-09 United Technologies Corporation Heat shield mount configuration
EP2971698B1 (en) 2013-03-12 2021-04-21 Raytheon Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
EP2971677B1 (en) * 2013-03-14 2021-04-28 Raytheon Technologies Corporation Triple flange arrangement for a gas turbine engine
DE102013216598B4 (de) * 2013-08-21 2016-12-22 MTU Aero Engines AG Sicherungseinrichtung für eine Lageranordnung eines Rotors einer Turbomaschine
US10119465B2 (en) 2015-06-23 2018-11-06 United Technologies Corporation Geared turbofan with independent flexible ring gears and oil collectors
FR3039203B1 (fr) * 2015-07-21 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Ensemble de disque de rotor de turbomachine comportant au moins un palier a roulement integre
US9702404B2 (en) 2015-10-28 2017-07-11 United Technologies Corporation Integral centering spring and bearing support and method of supporting multiple damped bearings
DE102017223112A1 (de) * 2017-12-18 2019-06-19 MTU Aero Engines AG Gehäuseanordnung für eine Strömungsmaschine sowie Strömungsmaschinenanordnung mit einer solchen Gehäuseanordnung und Verfahren zum Herstellen der Gehäuseanordnung
US11085330B2 (en) 2018-02-19 2021-08-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Seal and bearing assembly with bearing outer portion defining seal static portion
FR3085436B1 (fr) * 2018-08-28 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Turbomachine a rattrapage d'effort axial au niveau d'un palier
US10808573B1 (en) 2019-03-29 2020-10-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Bearing housing with flexible joint
US10844745B2 (en) 2019-03-29 2020-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Bearing assembly
US11492926B2 (en) 2020-12-17 2022-11-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Bearing housing with slip joint
DE102021124357A1 (de) * 2021-09-21 2023-03-23 MTU Aero Engines AG Hitzeschutzelement für eine Lagerkammer einer Gasturbine

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1421377A (en) * 1972-04-18 1976-01-14 Rolls Royce Bearing assemblies
US4268220A (en) * 1979-03-05 1981-05-19 General Motors Corporation Thrust balancing
GB2043833B (en) * 1979-03-17 1982-11-10 Rolls Royce Rotor assembly
GB2046365B (en) * 1979-04-07 1983-01-26 Rolls Royce Mounting bladed rotors
US4639188A (en) * 1984-12-04 1987-01-27 Sundstrand Corporation Turbine wheel containment
US5080555A (en) * 1990-11-16 1992-01-14 General Motors Corporation Turbine support for gas turbine engine
US5237817A (en) * 1992-02-19 1993-08-24 Sundstrand Corporation Gas turbine engine having low cost speed reduction drive

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472986C2 (ru) * 2007-11-27 2013-01-20 Таль Герметичное направляющее устройство вращения
RU2573077C2 (ru) * 2011-01-19 2016-01-20 Турбомека Способ и устройство подачи смазочного вещества
RU2536655C1 (ru) * 2013-10-04 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
CZ288368B6 (en) 2001-06-13
CZ322096A3 (en) 1997-02-12
DE69502094T2 (de) 1998-11-19
PL176781B1 (pl) 1999-07-30
CA2189641C (en) 1999-07-27
CA2189641A1 (en) 1995-11-16
EP0752054B1 (en) 1998-04-15
PL317062A1 (en) 1997-03-03
WO1995030822A1 (en) 1995-11-16
DE69502094D1 (de) 1998-05-20
US5433584A (en) 1995-07-18
EP0752054A1 (en) 1997-01-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2132961C1 (ru) Узел подшипниковых опор
US4289360A (en) Bearing damper system
US6325546B1 (en) Fan assembly support system
JP4436504B2 (ja) ガスタービンエンジン用ファンデカップラー装置
EP1808580B1 (en) Squeeze film damper using low pressure oil
EP2224103B1 (en) Bearing support apparatus with squeeze film damper
RU2371590C2 (ru) Внутренняя обойма роликоподшипника турбомашины, роликоподшипник турбомашины и цапфа вала, установленная в данном роликоподшипнике
RU2553634C2 (ru) Двухроторный газотурбинный двигатель, оборудованный межвальным опорным подшипником
US7775758B2 (en) Impeller rear cavity thrust adjustor
GB2326679A (en) Ducted fan gas turbine engine
US6098399A (en) Ducted fan gas turbine engine
US6494032B2 (en) Ducted fan gas turbine engine with frangible connection
US4884903A (en) Inter-shaft bearing for multiple body turbo-engines
US20070031078A1 (en) Bearing assembly
US6079200A (en) Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection
GB2444935A (en) Accommodating radial excursions of a turbofan gas turbine engine shaft
US4578942A (en) Gas turbine engine having a minimal blade tip clearance
JPS59101548A (ja) 多重胴型タ−ビンエンジンの軸間軸受装置
JP2017150484A (ja) センタリングバネ及びスクイーズフィルムダンパーを備えたコア・ディファレンシャル軸受
EP0987403A2 (en) Gas turbine engine
JP3790056B2 (ja) 同心シャフトの相互制動を備えるターボ機械
US11118479B2 (en) Stress mitigating arrangement for working fluid dam in turbine system
CA2678324C (en) Bearing suppport flexible ring
RU2204739C2 (ru) Устройство для балансировки ротора высокооборотной турбомашины
CN117677760A (zh) 在涡轮机中安装到低压轴上的套筒

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20050505