RU2179647C2

RU2179647C2 - One-shaft gas-turbine plant

Info

Publication number: RU2179647C2
Application number: RU2000100744/06A
Authority: RU
Inventors: Д.Д. Сулимов; В.А. Кузнецов; С.В. Торопчин; А.И. Тункин; Н.М. Ошканов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2000-01-10
Filing date: 2000-01-10
Publication date: 2002-02-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: proposed one-shaft gas-turbine plant with three-support rotor on antifriction bearings has shaft made as solid piece or consisting of relatively fixed parts. At least two supports of rotor are made elastically damping. Ratio of distance between support bearings to diameter of rotor shaft is 0.2 - 8. EFFECT: improved reliability of plant owing to compensation for alternating bending loads at assembling and operation of engine. 5 dwg

Description

Известен газотурбинный двигатель, трехопорный ротор которого для компенсации несоосности опор выполнен с соединительной переходной шлицевой муфтой со сферическим соединением валов [1]. A gas turbine engine is known, the tri-rotor of which, to compensate for misalignment of the supports, is made with a connecting adapter with a spline coupling with a spherical connection of shafts [1].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за большого количества промежуточных элементов между валами, а также из-за износа шлиц в шлицевой муфте. The disadvantage of this design is its low reliability due to the large number of intermediate elements between the shafts, as well as due to wear of the splines in the spline coupling.

Наиболее близкой по технической сущности является одновальная газотурбинная установка, включающая газотурбинный двигатель с трехопорным ротором, в котором для компенсации несоосности опор для передачи крутящего момента между валами компрессора и турбины используется тонкостенная трубчатая рессора, а для передачи осевого усилия от ротора компрессора к ротору турбины - стяжной болт [2]. The closest in technical essence is a single-shaft gas turbine installation, including a gas turbine engine with a three-rotor rotor, in which a thin-walled tubular spring is used to compensate misalignment of the bearings between the compressor and turbine shafts, and a coupling shaft is used to transmit axial force from the compressor rotor to the turbine rotor the bolt [2].

Недостатком такой конструкции является наличие тонкостенной трубчатой рессоры, т.к. крутящий момент, передаваемый по валам газотурбинной установки, особенно при снятии полезной мощности со стороны входа в компрессор, существенно превышает крутящий момент на валах авиационного двигателя, что вызывает знакопеременные изгибающие нагрузки и снижает надежность конструкции установки. Особенно неприемлема такая конструкция для стационарных газотурбинных установок с большим ресурсом. The disadvantage of this design is the presence of a thin-walled tubular spring, because the torque transmitted through the shafts of the gas turbine installation, especially when removing useful power from the compressor inlet side, significantly exceeds the torque on the shafts of the aircraft engine, which causes alternating bending loads and reduces the reliability of the installation design. This design is especially unacceptable for stationary gas turbine plants with a long resource.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет компенсации знакопеременных изгибающих нагрузок при сборке и работе двигателя. The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the structure by compensating for alternating bending loads during assembly and operation of the engine.

Сущность изобретения заключается в том, что в одновальной газотурбинной установке с трехопорным ротором на подшипниках качения, согласно изобретению вал ротора выполнен цельным или состоящим из взаимно неподвижных частей, по меньшей мере две опоры ротора выполнены упругодемпферными, причем отношение расстояния между подшипниками опоры к диаметру вала ротора составляет 0,2-8. The essence of the invention lies in the fact that in a single-shaft gas turbine installation with a three-bearing rotor on rolling bearings, according to the invention, the rotor shaft is made integral or consisting of mutually fixed parts, at least two rotor bearings are made elastic-damper, and the ratio of the distance between the bearings of the bearing to the diameter of the rotor shaft is 0.2-8.

В отличие от авиационных двигателей в одновальных газотурбинных установках, особенно при отборе мощности со стороны компрессора, по валам турбины и компрессора передается мощность от турбины не только на привод компрессора, но и на привод электрогенератора, например. Поэтому валы двигателя должны быть выполнены высоконадежными, т.е. цельными или состоящим из взаимно неподвижных между собой частями и с минимальным количеством промежуточных элементов между ними. Unlike aircraft engines in single-shaft gas turbine units, especially during power take-off from the compressor side, power from the turbine is transmitted not only to the compressor drive, but also to the electric generator drive, for example, through the shafts of the turbine and compressor. Therefore, the motor shafts must be highly reliable, i.e. integral or consisting of mutually immovable parts and with a minimum number of intermediate elements between them.

Выполнение по меньшей мере двух опор ротора упругодемпферными позволяет компенсировать перекос или несоосность опор и вызывающие знакопеременные изгибающие нагрузки при сборке и работе двигателя. Как правило, жесткой остается опора, размещенная вблизи ступеней турбокомпрессора с короткими лопатками (например, с последними лопатками компрессора), т.к. изменение радиального зазора по этим лопаткам может существенно ухудшить КПД двигателя. В случае необходимости для лучшего демпфирования колебаний ротора все три опоры могут выполняться упругодемпферными. При изменении радиальных зазоров между упругими элементами упругодемпферных опор компенсируется деформация корпуса двигателя вместе с опорами при работе в случае неравномерности нагрева, например, а также компенсируется неточность сборки опор. При этом двигатель не испытывает дополнительных знакопеременных изгибающих нагрузок. The implementation of at least two rotor bearings with elastic damping makes it possible to compensate for the skew or misalignment of the bearings and causing alternating bending loads during assembly and operation of the engine. As a rule, the support remains rigid, located near the stages of the turbocompressor with short blades (for example, with the last compressor blades), because changing the radial clearance of these blades can significantly impair engine efficiency. If necessary, for better damping of the rotor vibrations, all three supports can be elastically damped. When changing the radial gaps between the elastic elements of the elastic damper bearings, the deformation of the engine casing together with the bearings during operation in the case of uneven heating, for example, is compensated, as well as the inaccuracy of the assembly of the bearings is compensated. In this case, the engine does not experience additional alternating bending loads.

Подшипники качения не несут дополнительных нагрузок и перегрузок в том случае, если будет выполняться соотношение 1/d=0,2....8, где
l - расстояние между подшипниками опоры;
d - диаметр вала ротора между подшипниками.Rolling bearings do not carry additional loads and overloads if the ratio 1 / d = 0.2 .... 8 is satisfied, where
l is the distance between the bearings of the support;
d is the diameter of the rotor shaft between the bearings.

При соотношении 1/d≤0,2 подшипники расположены вплотную друг к другу, а если l>8d несоосность опор компенсируется гибкостью вала между ними. With a ratio of 1 / d≤0.2, the bearings are located close to each other, and if l> 8d, the misalignment of the bearings is compensated by the flexibility of the shaft between them.

На фиг.1 представлен продольный разрез заявляемой установки. На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3, 4 и 5 - элементы II, III и IV соответственно на фиг.2 в увеличенном виде. Figure 1 presents a longitudinal section of the inventive installation. Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. Figure 3, 4 and 5 - elements II, III and IV, respectively, in figure 2 in an enlarged view.

Одновальная газотурбинная установка 1 состоит из входного устройства 2, компрессора 3, камеры сгорания 4 и многоступенчатой турбины 5, ротор 6 которой с помощью вала 7 вращает компрессор 3 и электрогенератор (не показан). Ротор 8 установки 1 выполнен трехопорным с тремя подшипниками качения: роликовым 9 и шариковым 10 в компрессоре 3 и роликовым 11 - в турбине 5. A single-shaft gas turbine installation 1 consists of an input device 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, and a multi-stage turbine 5, the rotor 6 of which rotates the compressor 3 and an electric generator (not shown) using a shaft 7. The rotor 8 of the installation 1 is made triple with three rolling bearings: roller 9 and ball 10 in the compressor 3 and roller 11 in the turbine 5.

Вал 12 ротора 8 выполнен составным, включающим две взаимно неподвидные части: вал 13 компрессора 3 и вал 7 турбины 5, которые стянуты между собой с помощью стяжного болта 14 и взаимно зацентрированы между собой двумя разнесенными цилиндрическими поясками 15 и 16 с эвольвентными шлицами 17 для передачи крутящего момента от ротора 6 турбины 5. Опора 18 роликоподшипника 9 компрессора 3 и опора 19 роликоподшипника 11 турбины 5 выполнены упругодемпферными, а опора 20 шарикоподшипника 10 - жесткой. The shaft 12 of the rotor 8 is made integral, including two mutually non-visible parts: the shaft 13 of the compressor 3 and the shaft 7 of the turbine 5, which are pulled together by a coupling bolt 14 and mutually centered between each other by two spaced cylindrical belts 15 and 16 with involute splines 17 for transmission torque from the rotor 6 of the turbine 5. The support 18 of the roller bearing 9 of the compressor 3 and the support 19 of the roller bearing 11 of the turbine 5 are made elastically-damped, and the support 20 of the ball bearing 10 is rigid.

Упругодемпферные опоры 18 и 19 состоят из внутренних втулок 21 и 22 и наружных втулок 23 и 24, собранных соосно с радиальными зазорами δ1 и δ2 и соединенных между собой с помощью фланцев 25 и 26, 27 и 28. Втулки 21, 22, 23 и 24 выполнены с упругими элементами 29 типа "беличье колесо", которые позволяют при определенных нагрузках взаимно перемещаться втулками 21 и 23, а также 22 и 24 в радиальном направлении в пределах зазоров δ1 и δ2. Elastic damper bearings 18 and 19 consist of inner bushes 21 and 22 and outer bushes 23 and 24, assembled coaxially with radial clearances δ1 and δ2 and interconnected by means of flanges 25 and 26, 27 and 28. Bushes 21, 22, 23 and 24 made with elastic elements 29 of the squirrel-wheel type, which allow, under certain loads, to be mutually moved by bushes 21 and 23, as well as 22 and 24 in the radial direction within the gaps δ1 and δ2.

В полости 30 и 31 с радиальными зазорами δ1 и δ2 опор 18 и 19 подается масло, за счет выдавливания которого из этих полостей происходит демпфирование колебаний ротора 8 при работе установки 1. In the cavity 30 and 31 with radial clearances δ1 and δ2 of the supports 18 and 19, oil is supplied, by squeezing it out of these cavities, vibration of the rotor 8 is damped during operation of installation 1.

Опоры 18, 20 и 19 подшипников качения 9, 10 и 11 соединены между собой с помощью наружного корпуса 32 установки 1, причем жесткая опора 20 расположена на выходе из компрессора 3, т.е. в зоне ступеней с короткими последними лопатками компрессора, а упругодемпферные опоры 18 и 19 - в зоне ступеней с более длинными лопатками, например, перед компрессором 3. The bearings 18, 20 and 19 of the rolling bearings 9, 10 and 11 are interconnected using the outer housing 32 of the installation 1, and the rigid support 20 is located at the outlet of the compressor 3, i.e. in the zone of steps with the short last blades of the compressor, and the elastic damper bearings 18 and 19 in the zone of steps with longer blades, for example, in front of the compressor 3.

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

При сборке газотурбинного двигателя опоры 18, 19 и 20 собираются несоосно. После остановки газотурбинной установки 1 ее наружный корпус 32 остывает неравномерно из-за возникновения конвективных потоков по высоте этого корпуса. Подогретый воздух поднимается снизу вверх, нижняя часть корпуса 32 остывает быстрее, чем верхняя, омывая подогретым воздухом. When assembling a gas turbine engine, the supports 18, 19 and 20 are assembled misaligned. After stopping the gas turbine unit 1, its outer casing 32 cools unevenly due to the occurrence of convective flows along the height of this casing. The heated air rises from the bottom up, the lower part of the housing 32 cools faster than the upper, washing with heated air.

Разница температур вызывает деформацию корпуса 32, при этом несоосность опор 18, 19 и 20 увеличивается, и при запуске газотурбинной установки 1 возможна поломка валов 7, 13 или подшипников качения 9, 10, 11, которые являются наиболее слабым элементом в системе "корпус - подшипник - вал". The temperature difference causes the housing 32 to deform, while the misalignment of the supports 18, 19 and 20 increases, and when the gas turbine unit 1 is started, shafts 7, 13 or rolling bearings 9, 10, 11, which are the weakest element in the housing-bearing system, can be broken. - the shaft. "

Радиальные зазоры δ1 и δ2 по упругодепмпферным опорам 18 и 19 позволяют компенсировать несоосность опор 18, 19 и 20 и избежать перегрузок и поломки подшипников 9, 10 и 11. Radial clearances δ1 and δ2 along the elastic-damper bearings 18 and 19 make it possible to compensate for misalignment of bearings 18, 19 and 20 and to avoid overloads and breakdowns of bearings 9, 10 and 11.

Упругодемпферные опоры 18 и 19 позволяют также демпфировать колебания ротора 8, что также повышает его надежность и позволяет избежать поломки. Elastic damper bearings 18 and 19 also allow you to damp the vibrations of the rotor 8, which also increases its reliability and avoids breakage.

Источники информации
1. С. A. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 225, 226, рис. 4.66.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. Moscow, Engineering, 1989, p. 225, 226, fig. 4.66.

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 226, 227, рис. 4.67. 2. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. Moscow, Engineering, 1989, pp. 226, 227, Fig. 4.67.

Claims

A single-shaft gas turbine installation with a three-bearing rotor on rolling bearings, characterized in that the rotor shaft is made integral or consisting of mutually fixed parts, at least two rotor bearings are made elastic-damper, and the ratio of the distance between the bearings of the bearing to the diameter of the rotor shaft is 0.2-8 .