RU2151896C1 - Опора газотурбинного двигателя - Google Patents
Опора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2151896C1 RU2151896C1 RU98118938A RU98118938A RU2151896C1 RU 2151896 C1 RU2151896 C1 RU 2151896C1 RU 98118938 A RU98118938 A RU 98118938A RU 98118938 A RU98118938 A RU 98118938A RU 2151896 C1 RU2151896 C1 RU 2151896C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- support
- cover
- bolts
- cooling air
- holes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Опора предназначена для газотурбинного двигателя. Опора ГТД содержит корпус опоры с закрепленной на нем с помощью болтов крышкой, ограничивающей масляную полость опоры. Крышка выполнена двойной, с внутренней и наружной стенками, с кольцевой воздушной полостью между ними, соединенной с отверстиями подвода охлаждающего воздуха. При этом наружная стенка крышки имеет фланец крепления ее к опоре с кольцевым зигзагообразным ребром, последовательно охватывающим головки болтов и отверстия подвода воздуха во внутренней стенке крышки и разделяющим отверстия под болты и отверстия подвода охлаждающего воздуха. Шаг между болтами t равен: t = 4 - 10h, где h - высота зигзагообразного ребра, равная расстоянию между наружными стенками фланцев внутренней и наружной крышек. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя за счет обеспечения герметичности и продувки охлаждающим воздухом масляной полости. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно - к опорам газотурбинных двигателей.
Известна опора ГТД, состоящая из корпуса с запрессованным в него подшипником и масляной полости, ограниченной втулками с маслосгонной резьбой [1].
Конструкция такой опоры отличается простотой, однако для ее охлаждения требуется специальный компрессор.
Наиболее близкой к заявляемой относится опора газотурбинного двигателя, в которой крышка, ограничивающая масляную полость опоры, прикреплена болтами к корпусу опоры [2].
Недостатком известной конструкции является то, что для высокотемпературного газотурбинного двигателя такая тепловая защита оказывается недостаточной, что снижает надежность двигателя.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя за счет обеспечения герметичности и продувки охлаждающим воздухом масляной полости.
Сущность технического решения заключается в том, что в опоре ГТД, содержащей корпус опоры с закрепленной на нем с помощью болтов крышкой, ограничивающей масляную полость опоры, согласно изобретению, крышка выполнена двойной, с внутренней и наружной стенками, с кольцевой воздушной полостью между ними, соединенной с отверстиями подвода охлаждающего воздуха, при этом наружная стенка крышки имеет фланец крепления ее к опоре с кольцевым зигзагообразным ребром, последовательно охватывающим головки болтов и отверстия подвода воздуха во внутренней стенке крышки и разделяющим отверстия под болты и отверстия подвода охлаждающего воздуха. Шаг между болтами t равен:
t = 4...10h,
где h - высота зигзагообразного ребра, равная расстоянию между наружными стенками фланцев внутренней и наружной крышек.
t = 4...10h,
где h - высота зигзагообразного ребра, равная расстоянию между наружными стенками фланцев внутренней и наружной крышек.
Выполнение крышки двойной, с внутренней и наружной стенками, с кольцевой воздушной полостью между ними, соединенной с отверстиями подвода охлаждающего воздуха, обеспечивает продувку охлаждающим воздухом масляной полости опоры ГТД, что повышает ее надежность.
Наличие на наружной стенке крышки фланца крепления ее к опоре с кольцевым зигзагообразным ребром, последовательно охватывающим головки болтов и отверстия подвода воздуха во внутренней стенке крышки и разделяющим отверстия под болты и отверстия подвода охлаждающего воздуха, обеспечивает равномерное обжатие уплотняющей прокладки, что улучшает герметичность масляной полости.
На фиг. 1 изображен продольный разрез опоры ГТД.
На фиг. 2 - вид А на фиг.1 (фланец крепления втулки к корпусу опоры).
На фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 2.
Опора 1 состоит из корпуса 2, в котором через упругие рессоры 3 и 4 закреплено кольцо наружное 5 подшипника 6. Масляная полость 7 опоры 1 ограничена с внешней стороны двойной лабиринтной крышкой 8, состоящей из внутренней крышки 9 и наружной крышки 10. Между внутренней крышкой 9 и наружной 10 образована кольцевая воздушная полость 11, соединенная через множество каналов 12 и отверстий 13 с кольцевой полостью 14 подвода холодного воздуха, например, из наружного контура двигателя или промежуточной ступени компрессора. Двойная лабиринтная крышка 8 крепится к корпусу 2 опоры 1 фланцами 15 и 16 с помощью множества болтов 17, законтренных контровками 18. Для обеспечения герметичности масляной полости 7 опоры 1 между корпусом 2 и фланцем 15 размещена уплотнительная паронитовая прокладка 19, которая обжимается с помощью болтов 17, шаг между которыми равен t. Для обеспечения равномерности обжатия прокладки 19, в том числе и в зоне отверстий 13 (там, где нет болтов), на фланце 16 наружной крышки 10, с целью повышения его жесткости, выполнено кольцевое зигзагообразное ребро 20, отделяющее каналы 12 с холодным воздухом, от полости сброса 21 горячего воздуха. Высота ребра равна h.
Работает данное устройство следующим образом. При работе двигателя холодный воздух из кольцевой полости 14 перетекает через отверстия 13 между болтами 17 и каналы 12 в кольцевую полость 11 между крышками 9 и 10, отсекая таким образом тепловой поток, идущий в масляную полость 7 из полости 21 сброса горячего воздуха. Кольцевое зигзагообразное ребро 20, последовательно охватывающее головки болтов 17 и отверстия 13 между болтами, обеспечивает равномерное обжатие уплотняющей прокладки 19 и герметичность масляной полости 7. Для обеспечения равномерного обжатия уплотняющей прокладки 19 ребро 20 должно быть достаточно жестким, т.е. иметь достаточную высоту ребра h, а шаг между болтами t не должен быть слитком большим:
t = 4...10h
При t меньшем 4h уменьшается размер каналов 12 для прохода охлаждающего воздуха, что приведет к возрастанию гидравлического сопротивления, к уменьшению расхода охлаждающего воздуха и коксованию масла в масляной полости, т.е. к снижению надежности.
t = 4...10h
При t меньшем 4h уменьшается размер каналов 12 для прохода охлаждающего воздуха, что приведет к возрастанию гидравлического сопротивления, к уменьшению расхода охлаждающего воздуха и коксованию масла в масляной полости, т.е. к снижению надежности.
При t большем 10h обжатие уплотняющей прокладки становится неравномерным, что приводит к нарушению герметичности масляной полости, вытеканию из нее масла, т.е. к снижению надежности.
Источники информации
1. Г.С.Скубачевский "Авиационные газотурбинные двигатели", Москва, 1955 г., стр. 417, фиг. 494.
1. Г.С.Скубачевский "Авиационные газотурбинные двигатели", Москва, 1955 г., стр. 417, фиг. 494.
2. Под общей редакцией А.С.Вьюнов и др. "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 205, рис. 4.52.
Claims (2)
1. Опора газотурбинного двигателя, содержащая корпус опоры с закрепленной на нем с помощью болтов крышкой, ограничивающей масляную полость опоры, отличающаяся тем, что крышка выполнена двойной, с внутренней и наружной стенками, с кольцевой воздушной полостью между ними, соединенной с отверстиями подвода охлаждающего воздуха, при этом наружная стенка крышки имеет фланец крепления ее к опоре с кольцевым зигзагообразным ребром, последовательно охватывающим головки болтов и отверстия подвода воздуха во внутренней стенке крышки и разделяющим отверстия под болты и отверстия подвода охлаждающего воздуха.
2. Опора газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что шаг между болтами t равен:
t = 4 ... 10h,
где h - высота зигзагообразного ребра, равная расстоянию между наружными стенками фланцев внутренней и наружной крышек.
t = 4 ... 10h,
где h - высота зигзагообразного ребра, равная расстоянию между наружными стенками фланцев внутренней и наружной крышек.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98118938A RU2151896C1 (ru) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Опора газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98118938A RU2151896C1 (ru) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Опора газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2151896C1 true RU2151896C1 (ru) | 2000-06-27 |
Family
ID=20211400
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98118938A RU2151896C1 (ru) | 1998-10-19 | 1998-10-19 | Опора газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2151896C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2469195C1 (ru) * | 2011-07-26 | 2012-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Опора роторной машины |
RU2507405C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя |
RU2579646C1 (ru) * | 2014-12-10 | 2016-04-10 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Упругодемпферная опора ротора турбомашины |
RU181987U1 (ru) * | 2018-02-01 | 2018-07-31 | Ао "Вникти" | Система для охлаждения опоры подшипников газотурбинного двигателя при его аварийной остановке |
RU2675299C2 (ru) * | 2013-11-18 | 2018-12-18 | Сафран Аэро Бустерс Са | Кольцевая крышка для смазочной камеры турбомашины и турбомашина, содержащая такую крышку |
-
1998
- 1998-10-19 RU RU98118938A patent/RU2151896C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ А.С. и др. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. - М.: Машиностроение, 1989, с.205., рис. 4.52. СКУБАЧЕВСКИЙ Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1955, с. 417, фиг. 494. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2469195C1 (ru) * | 2011-07-26 | 2012-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Опора роторной машины |
RU2507405C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя |
RU2675299C2 (ru) * | 2013-11-18 | 2018-12-18 | Сафран Аэро Бустерс Са | Кольцевая крышка для смазочной камеры турбомашины и турбомашина, содержащая такую крышку |
RU2579646C1 (ru) * | 2014-12-10 | 2016-04-10 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Упругодемпферная опора ротора турбомашины |
RU181987U1 (ru) * | 2018-02-01 | 2018-07-31 | Ао "Вникти" | Система для охлаждения опоры подшипников газотурбинного двигателя при его аварийной остановке |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2478801C2 (ru) | Герметизация полости ступицы выпускного картера в газотурбинном двигателе | |
CA2196642C (en) | Labyrinth disk with built-in stiffener for turbomachine rotor | |
RU2345233C2 (ru) | Выполнение уплотнения в трубореактивном двигателе при помощи пластинчатых прокладок двойного действия для отбора воздуха в кабину | |
RU2365777C2 (ru) | Турбовентиляторный реактивный двигатель со вспомогательной распределенной опорой | |
RU2374471C2 (ru) | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса | |
RU2324057C2 (ru) | Корпус статора турбомашины | |
RU2435107C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
US5762472A (en) | Gas turbine engine shroud seals | |
US5297928A (en) | Centrifugal compressor | |
US7278516B2 (en) | Apparatus and method for bearing lubrication in turbine engines | |
US9683482B2 (en) | Turbocharger which is integrated into the cylinder head of an engine | |
RU1831578C (ru) | Совмещенный двухкорпусный цилиндр высокого и среднего давлени паровой турбины | |
CN1127327A (zh) | 轴流式燃气轮机排气侧轴密封和冷却的方法与设备 | |
JP4230449B2 (ja) | 内燃機関のための冷却型ピストン | |
RU2005117831A (ru) | Газовая турбина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала | |
RU2393364C2 (ru) | Локомотивный дизельный двигатель (варианты), а также устройство и узел цилиндра для использования в нем | |
US5419114A (en) | Thermoelastic connection of the injector tube and the flame tube of a gas turbine | |
RU2151896C1 (ru) | Опора газотурбинного двигателя | |
KR20180106914A (ko) | 터보차저 | |
PL177835B1 (pl) | Pierścieniowy przedział łożyskowy | |
RU2355894C2 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
CN108087549B (zh) | 航空发动机涡轮叶片冷却试验密封结构 | |
KR20050012245A (ko) | 스터링 엔진 어셈블리 | |
CN115013161A (zh) | 一种涡轮级间支承结构、燃气涡轮发动机 | |
RU2151886C1 (ru) | Статор многоступенчатой газовой турбины |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20021030 Effective date: 20110819 |