RU2172842C2

RU2172842C2 - Gas-turbine plant

Info

Publication number: RU2172842C2
Application number: RU99121533A
Authority: RU
Inventors: А.А. Иноземцев; В.А. Кузнецов; Н.А. Лезгин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Filing date: 1999-10-12
Publication date: 2001-08-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: proposed gas- turbine plant has intake device and power turbine with radial-thrust bearing. Bearing is installed at side of intake device. Unloading space is located before bearing. Unloading space is formed by labyrinth disk secured on shaft and stator flange of labyrinth seal. Invention improves reliability of plant owing to increasing service life of bearing and stability of power turbine rotor shaft by compensation of axial forces acting onto bearing, arrangement of bearing out of zone of action of hot gases and exclusion of compressing forces acting onto power turbine shaft. Shaft. EFFECT: improved reliability of operation. 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно - к газотурбинным установкам наземного применения. The invention relates to gas turbine engines, namely, to gas turbine installations for ground use.

Известны "гибридные" газотурбинные установки, использующие конвертирование для применения в наземных условиях авиационные двигатели и специально спроектированные стационарные силовые турбины [1]. Known "hybrid" gas turbine units using conversion for use in ground conditions aircraft engines and specially designed stationary power turbines [1].

Недостатком такой конструкции является высокая стоимость газотурбинной установки, т.к. в ней используются авиационные двигатели, отработавшие летный ресурс, однако, силовую стационарную турбину необходимо изготавливать заново. The disadvantage of this design is the high cost of the gas turbine installation, because it uses aircraft engines that have fulfilled their flight resources, however, a stationary power turbine must be manufactured anew.

Известна также газотурбинная установка НК-12, созданная на базе турбовинтового авиационного двигателя НК-12 со свободной силовой турбиной, за которой размещена разгрузочная полость. Отбор полезной мощности от силовой турбины в ней осуществляется со стороны сопла, т.е. горячей части двигателя [2]. Also known is the NK-12 gas turbine unit, created on the basis of the NK-12 turboprop aircraft engine with a free power turbine, behind which a discharge cavity is located. The selection of useful power from the power turbine in it is carried out from the nozzle side, i.e. hot part of the engine [2].

Недостатком известной конструкции является размещение подшипника в зоне воздействия горячих газов, а также появление сжимающих усилий, действующих на вал силовой турбины, что ведет к снижению ресурса подшипника и устойчивости вала ротора силовой турбины. A disadvantage of the known design is the placement of the bearing in the zone of exposure to hot gases, as well as the appearance of compressive forces acting on the shaft of the power turbine, which reduces the resource of the bearing and the stability of the rotor shaft of the power turbine.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности установки за счет увеличения ресурса подшипника и устойчивости вала ротора силовой турбины путем компенсации осевых сил, действующих на подшипник, и размещения его вне зоны воздействия горячих газов, а также исключения сжимающих усилий, действующих на вал силовой турбины. The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the installation by increasing the bearing life and stability of the rotor shaft of the power turbine by compensating for the axial forces acting on the bearing and placing it outside the zone of influence of hot gases, as well as eliminating compressive forces acting on the shaft power turbine.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбирнной установке, содержащей входное устройство и силовую турбину с радиально-упорным подшипником, согласно изобретению подшипник размещен со стороны входного устройства, а перед ним расположена разгрузочная полость, образованная лабиринтным диском, закрепленным на валу, и статорным фланцем лабиринтного уплотнения. The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine installation containing an input device and a power turbine with an angular contact bearing, according to the invention, the bearing is placed on the input device side, and in front of it there is a discharge cavity formed by a labyrinth disk mounted on the shaft and a stator flange labyrinth seal.

Размещение подшипника со стороны входного устройства, внутри входной "улитки", т. е. вне зоны воздействия горячих газов, способствует повышению ресурса подшипника. Placing the bearing on the input side of the device, inside the input "scroll", that is, outside the zone of exposure to hot gases, increases the bearing life.

Величина осевой газовой силы, действующей на лабиринт в разгрузочной полости, не является стабильной и зависит от давления и размера радиального зазора в лабиринтном уплотнении этой полости, который может меняться в процессе работы двигателя из-за износа лабиринтного диска. Поэтому результирующая нагрузка, действующая на подшипник турбины, может быть направлена как в сторону сопла, так и в противоположную сторону. The value of the axial gas force acting on the labyrinth in the discharge cavity is not stable and depends on the pressure and the size of the radial clearance in the labyrinth seal of this cavity, which can change during engine operation due to wear of the labyrinth disk. Therefore, the resulting load acting on the turbine bearing can be directed both towards the nozzle and in the opposite direction.

Размещение разгрузочной полости с лабиринтным уплотнением, образованной закрепленным на валу лабиринтным диском и статорным фланцем, со стороны входного устройства турбины, перед подшипником позволяет минимизировать величину осевой силы, действующей на подшипник со стороны турбины низкого давления, что существенно увеличивает ресурс подшипника и его долговечность, которая пропорциональна величине этой силы в кубе. Placing an unloading cavity with a labyrinth seal formed by a labyrinth disk and stator flange mounted on the shaft, from the turbine inlet side, in front of the bearing, minimizes the magnitude of the axial force acting on the bearing from the side of the low pressure turbine, which significantly increases the bearing life and its durability, which proportional to the magnitude of this force in the cube.

Кроме того, такая конструктивная особенность позволяет работать валам силовой турбины только на растяжение. А в случае размещения разгрузочной полости за турбиной низкого давления вал работает также и на сжатие, что является в данной конструкции недопустимым. При работе на сжатие "длинный" вал теряет устойчивость. In addition, this design feature allows the shafts of the power turbine to work only in tension. And in the case of placing the discharge cavity behind the low-pressure turbine, the shaft also works for compression, which is unacceptable in this design. When working in compression, the “long” shaft loses stability.

Кроме всего прочего, устройство, приводимое в действие заявляемой установкой (электрогенератор или нагнетатель газоперекачки), размещено вне зоны воздействия горячих газов, и поэтому не требует дополнительной теплоизоляции, противопожарных перегородок и т.п., что повышает надежность установки в целом. Among other things, the device driven by the claimed installation (an electric generator or gas pumping supercharger) is located outside the zone of influence of hot gases, and therefore does not require additional thermal insulation, fire walls, etc., which increases the reliability of the installation as a whole.

Использование в качестве "конвертируемых" авиационных двигателей высокой степени двухконтурности позволяет применять в качестве силовой свободной турбину низкого давления двухконтурного двигателя, а для отбора полезной мощности от этой турбины со стороны входа в двигатель - валы привода вентилятора двухконтурного двигателя от турбины низкого давления. The use of a high-bypass ratio as "convertible" aircraft engines makes it possible to use a dual-circuit engine as a free-power low-pressure turbine, and to drive usable power from this turbine from the engine inlet side, drive shafts of a double-circuit engine fan from a low-pressure turbine.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами. The invention is illustrated by the following figures.

На фиг. 1 представлен разрез газотурбинной установки, на фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде, на фиг. 2 - элемент II на фиг. 1 в увеличенном виде. In FIG. 1 shows a section of a gas turbine installation; FIG. 2 - element I in FIG. 1 in an enlarged view, in FIG. 2 - element II in FIG. 1 enlarged view.

Газотурбинная установка 1 состоит из входной улитки 2, входного корпуса 3, компрессора 4, камеры сгорания 5, двухступенчатой турбины высокого давления 6, четырехступенчатой силовой турбины низкого давления 7 и выходного сопла 8. Турбина низкого давления 7, являющаяся в данной схеме силовой и свободной, состоит из статора 9 и ротора 10, вал 11 которого опирается на радиальные роликовые подшипники 12, 13 и радиально-упорный шариковый подшипник 14, расположенный со стороны входного устройства в двигатель, внутри входной улитки 2. Разгрузочная полость 15 образована статорным фланцем 16 и лабиринтным диском 17, расположенным перед радиально-упорным подшипником 14. Труба 18 служит для подачи воздуха на наддув разгрузочной полости 15 из-за промежуточной ступени компрессора 4. К переднему хвостовику вала 11 крепится муфта 19 для передачи полезной мощности к потребителю - электрогенератору или к нагнетателю для перекачки газа. Лабиринтный диск 17 и статорный фланец 16 образуют лабиринтное уплотнение 20. The gas turbine installation 1 consists of an inlet scroll 2, an inlet casing 3, a compressor 4, a combustion chamber 5, a two-stage high-pressure turbine 6, a four-stage low-pressure power turbine 7 and an output nozzle 8. The low-pressure turbine 7, which is power and free in this circuit, consists of a stator 9 and a rotor 10, the shaft 11 of which is supported by radial roller bearings 12, 13 and an angular contact ball bearing 14 located on the side of the input device to the engine, inside the input scroll 2. Unloading cavity 15 it is brazed by a stator flange 16 and a labyrinth disk 17 located in front of the angular contact bearing 14. The pipe 18 serves to supply air to pressurize the discharge cavity 15 due to the intermediate stage of the compressor 4. A coupling 19 is attached to the front shaft end of the shaft 11 to transmit useful power to the consumer - an electric generator or to a supercharger for pumping gas. The labyrinth disk 17 and the stator flange 16 form a labyrinth seal 20.

Работает данное устройство следующим образом. This device works as follows.

При работе установки 1 воздух всасывается через входную улитку 2 и входной корпус 3 и сжимается в компрессоре 4. В камере 5 сгорает топливо, и образовавшиеся газы расширяются в турбине высокого давления 6, которая вращает компрессор 4, и в силовой турбине 7, которая с помощью вала 11 и муфты 19 передает полезную мощность потребителю - на электрогенератор или нагнетатель газоперекачки. When the installation 1 is operating, air is sucked in through the inlet 2 and inlet casing 3 and is compressed in the compressor 4. In the chamber 5, the fuel burns and the gases formed expand in the high pressure turbine 6, which rotates the compressor 4, and in the power turbine 7, which the shaft 11 and the coupling 19 transfers the useful power to the consumer - to the electric generator or gas pump supercharger.

На ротор 10 силовой турбины 7 действует газовая осевая сила F. В полость 15 по трубе 18 подается воздух повышенного давления из-за промежуточной ступени компрессора 4. При этом на лабиринтный диск 17 действует газовая осевая сила F₂, противоположная силе F₁. Радиально-упорный шариковый подшипник 14, находящийся внутри улитки 2, воспринимает разницу осевых сил ΔF = F₁ - F₂, причем величина ΔF может быть как положительной, так и отрицательной в зависимости от зазоров в лабиринтном уплотнении 20 и давления в разгрузочной полости 15.A gas axial force F acts on the rotor 10 of the power turbine 7. High pressure air is supplied to the cavity 15 through the pipe 18 due to the intermediate stage of the compressor 4. At the same time, the gas axial force F ₂ opposite the force F ₁ acts on the labyrinth disk 17. The angular contact ball bearing 14, located inside the cochlea 2, perceives the difference in axial forces ΔF = F ₁ - F ₂ , and the value ΔF can be both positive and negative depending on the clearances in the labyrinth seal 20 and the pressure in the discharge cavity 15.

Однако независимо от направления ΔF вал 11 силовой турбины 7 работает только на растяжение и никогда на сжатие. However, regardless of the direction ΔF, the shaft 11 of the power turbine 7 works only in tension and never in compression.

Источники информации
1. Б. С. Ревзин. Газотурбинные газоперекачивающие установки, М.: Недра, 1986, стр. 135.Sources of information
1. B. S. Revzin. Gas turbine gas pumping units, M .: Nedra, 1986, p. 135.

2. Б. С. Ревзин. Газотурбинные газоперекачивающие установки, М.: Недра, 1986, стр. 131. 2. B. S. Revzin. Gas turbine gas pumping units, M .: Nedra, 1986, p. 131.

Claims

A gas turbine installation comprising an input device and a power turbine with an angular contact bearing, characterized in that the bearing is located on the input device side, and in front of it there is a discharge cavity formed by a labyrinth disk mounted on the shaft and a stator flange of the labyrinth seal.