RU2204042C2 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2204042C2 RU2204042C2 RU2001111206/06A RU2001111206A RU2204042C2 RU 2204042 C2 RU2204042 C2 RU 2204042C2 RU 2001111206/06 A RU2001111206/06 A RU 2001111206/06A RU 2001111206 A RU2001111206 A RU 2001111206A RU 2204042 C2 RU2204042 C2 RU 2204042C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nut
- roller
- roller bearing
- bearing
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications.
Известен газотурбинный двигататель, рабочее колесо турбины высокого давления в котором установлено на валу компрессора с помощью болтов [1]. Known gas turbine engine, the impeller of a high pressure turbine in which is mounted on the compressor shaft using bolts [1].
Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за повышенных вибраций ротора турбины в результате невозможности балансировки отдельно собранного ротора турбины совместно с валом. The disadvantage of this design is low reliability due to increased vibrations of the turbine rotor as a result of the inability to balance a separately assembled turbine rotor together with the shaft.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является газотурбинный двигатель, рабочее колесо турбины высокого давления в котором собирают совместно с валом турбины и внутренним кольцом подшипника, балансируют, а затем в собранном виде устанавливают в статоре двигателя [2]. The closest in technical essence to the claimed one is a gas turbine engine, the impeller of a high pressure turbine in which is assembled together with the turbine shaft and the inner ring of the bearing, balanced, and then assembled installed in the engine stator [2].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за возможного повреждения тел качения (например, роликов) гайкой крепления на валу внутреннего кольца подшипника при сборке двигателя. Это связано с тем, что массивный ротор турбины весом более 150 кг "вслепую" устанавливают в наружном кольце подшипника, закрепленном в статоре, при этом гайка крепления внутреннего кольца подшипника проходит под роликами роликоподшипника. В случае удара гайки о сепаратор или торец ролика последний повреждается. Собранный таким образом двигатель может разрушиться из-за поломки подшипника. A disadvantage of the known design is its low reliability due to possible damage to the rolling elements (for example, rollers) by the fastening nut on the shaft of the inner ring of the bearing during engine assembly. This is due to the fact that a massive rotor of a turbine weighing more than 150 kg is installed “blindly” in the outer bearing ring fixed in the stator, while the nut of the inner ring of the bearing passes under the roller bearings. If the nut hits the cage or the end of the roller, the latter is damaged. An engine assembled in this way can be destroyed due to bearing failure.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения повреждения роликоподшипника при сборке двигателя. The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of a gas turbine engine by eliminating damage to the roller bearing during engine assembly.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину низкого давления и турбину высокого давления, ротор которой соединен межвальным соединением с ротором компрессора и установлен консольно на радиальном роликоподшипнике, внутреннее кольцо которого закреплено на валу гайкой, согласно изобретению отношение наружного диаметра гайки к наружному диаметру внутреннего кольца роликоподшипника составляет 0,9-1, гайка выполнена с сообщающимися между собой торцовыми и наклонными пазами, при этом отношение диаметра ролика роликоподшипника к ширине торцовых пазов составляет 1,3-2,5, а донышко наклонных пазов выполнено по радиусу, величина которого относится к радиусу ролика роликоподшипника как 0,5-0,9. The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber, a low pressure turbine and a high pressure turbine, the rotor of which is connected by an inter-shaft connection to the compressor rotor and mounted cantilever on a radial roller bearing, the inner ring of which is fixed to the shaft with a nut, according to the invention the ratio of the outer diameter of the nut to the outer diameter of the inner ring of the roller bearing is 0.9-1, the nut is made with communicating between the end and inclined and grooves, while the ratio of the diameter of the roller bearing to the width of the end grooves is 1.3-2.5, and the bottom of the inclined grooves is made in radius, the value of which relates to the radius of the roller of the roller bearing as 0.5-0.9.
Внутреннее кольцо закреплено на валу гайкой, при этом отношение наружного диаметра гайки d к наружному диаметру D внутреннего кольца роликоподшипника составляет 0,9-1. The inner ring is fixed to the shaft with a nut, while the ratio of the outer diameter of the nut d to the outer diameter D of the inner ring of the roller bearing is 0.9-1.
В случае, когда d<0,9 D, при сборке возможно повреждение ролика подшипника в результате удара ролика о внутреннее кольцо. In the case where d <0.9 D, during assembly, damage to the bearing roller may result from impact of the roller on the inner ring.
При d>D не обеспечивается сборка турбины. Выполнение гайки с сообщающимися между собой торцовыми и наклонными пазами обеспечивает ее заворачивание и облегчает сборку ротора турбины, исключая повреждение подшипника при установке ротора турбины в двигатель. For d> D, turbine assembly is not ensured. The execution of the nut with interconnected end and inclined grooves ensures its tightening and facilitates the assembly of the turbine rotor, eliminating damage to the bearing when installing the turbine rotor in the engine.
При этом отношение диаметра d ролика роликоподшипника к ширине h торцовых пазов составляет 1,3-2,5. При d/h<1,3 возможно повреждение внутренней поверхности сепаратора гайки при сборке двигателя. При d/h>2,5 будет наблюдаться ослабление пластинчатого контровочного замка, что может привести к откручиванию гайки при работе двигателя. In this case, the ratio of the diameter d of the roller bearing roller to the width h of the end grooves is 1.3-2.5. When d / h <1.3, damage to the inner surface of the nut separator during engine assembly is possible. At d / h> 2.5, a weakening of the lock lock will be observed, which can lead to loosening of the nut during engine operation.
Выполнение донышка наклонных пазов по радиусу r, величина которого относится к радиусу d ролика роликоподшипника как 0,5-0,9, позволяет избежать касания ролика своим торцем гайки и повреждение подшипника. Если r/d будет менее 0,5, то будет наблюдаться снижение надежности гайки из-за концентрации напряжений по радиусу r малому по величине. Соотношение r/d>0,9 повышает вероятность касания ролика и гайки. The execution of the bottom of the inclined grooves along the radius r, the value of which relates to the radius d of the roller of the roller bearing as 0.5-0.9, avoids touching the roller with its end face of the nut and damage to the bearing. If r / d is less than 0.5, then there will be a decrease in the reliability of the nut due to the concentration of stresses along the radius r of small size. A ratio of r / d> 0.9 increases the likelihood of the roller and nut touching.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами. The invention is illustrated by the following drawings.
На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции;
на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде;
фиг.3 - элемент III на фиг.2;
фиг.4 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде в процессе сборки;
фиг.5 - сечение А-А на фиг.4;
фиг.6 - вид Б на фиг.4.In FIG. 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine of the claimed design;
figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view;
figure 3 - element III in figure 2;
figure 4 - element II in figure 1 in an enlarged view during the assembly process;
figure 5 - section aa in figure 4;
6 is a view B in figure 4.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбиины высокого давления 4 и турбины низкого давления 5. The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3, a high pressure turbine 4 and a low pressure turbine 5.
Вал 6 ротора 7 турбины высокого давления 4 соединен с помощью межвального соединения 8 с валом 9 ротора 10 компрессора 2 и установлен консольно в опоре 11 радиального роликоподшипника 12. The
Наружное кольцо 13 роликоподшипника 12 установлено в упругом элементе 14 опоры 11, а его внутреннее кольцо 15, наружная поверхность 16 которого имеет диаметр D, закреплено стоящей перед ним гайкой 17 совместно с лабиринтом 18 на валу 6 ротора 7 турбины 4. Наружная поверхность 19 гайки 17 выполнена с диаметром d1, меньшим наружного диаметра D внутреннего кольца 15.The
На гайке 17 выполнены торцовые пазы 20 шириной h, а также соединенные с ними наклонные пазы 21, донышко 22 которых выполнено по радиусу r. On the nut 17,
В окружном направлении в подшипнике 12 ролики 23 удерживаются с помощью сепаратора 25 с внутренней поверхностью 26, а сам сепаратор 25 в осевом направлении удерживается торцовыми поверхностями 27 и 28 роликов 23. In the circumferential direction in the
Работает устройство следующим образом. The device operates as follows.
При работе двигателя гайка 17 фиксируется от отворачивания с помощью пластинатого замка 24, который входит в пазы 20. When the engine is running, the nut 17 is fixed from turning off using a plate lock 24, which is included in the
При сборке двигателя 1 при постановке ротора 7 турбины высокого давления 4 в двигатель 1 гайка 17 свободно проходит под роликами 23 подшипника 12, т. к. ее наружный диаметр d1 выполнен меньшим наружного диаметра D внутреннего кольца 15 подшипника 12.When assembling the engine 1 when setting the rotor 7 of the high pressure turbine 4 into the engine 1, the nut 17 freely passes under the
Когда при сборке ролики 23 попадают в пазы 20 гайки 17, то они контактируют с гайкой 17 по ее граням 29, защищая сепаратор 25 от повреждения, т. к. он выполнен из более мягкого, чем ролик, материала. When, during assembly, the
Далее при осевом смещении ротора 7 вперед ролики попадают в наклонные пазы 21, выполненные за одно целое с пазами 20. Ролик 23 не ударяется о гайку 17 своим торцем. Further, with the axial displacement of the rotor 7 forward, the rollers fall into
Таким образом, обеспечивается постановка ротора 7 турбины 4 в двигатель 1 без повреждения подшипника 12. Thus, the setting of the rotor 7 of the turbine 4 in the engine 1 is ensured without damage to the
Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр. 206, рис. 4.53.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. - M.: Mechanical Engineering, 1989, p. 206, Fig. 4.53.
2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, М.: Машиностроение, 1989, стр. 205, рис. 4.52. 2. S. A. Vyunov. Design and Design of Aviation Gas Turbine Engines, M .: Mechanical Engineering, 1989, p. 205, Fig. 4.52.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001111206/06A RU2204042C2 (en) | 2001-04-23 | 2001-04-23 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001111206/06A RU2204042C2 (en) | 2001-04-23 | 2001-04-23 | Gas-turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001111206A RU2001111206A (en) | 2003-02-20 |
RU2204042C2 true RU2204042C2 (en) | 2003-05-10 |
Family
ID=20248897
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001111206/06A RU2204042C2 (en) | 2001-04-23 | 2001-04-23 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2204042C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443868C2 (en) * | 2007-01-29 | 2012-02-27 | Снекма | Method for modular rotor balancing of bladed machine |
RU2459966C1 (en) * | 2011-04-06 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine support |
RU2550212C2 (en) * | 2013-05-07 | 2015-05-10 | Закрытое акционерное общество "Уральский турбинный завод" | Support of fast-rotating rotor |
-
2001
- 2001-04-23 RU RU2001111206/06A patent/RU2204042C2/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 205, рис. 4.52. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443868C2 (en) * | 2007-01-29 | 2012-02-27 | Снекма | Method for modular rotor balancing of bladed machine |
RU2459966C1 (en) * | 2011-04-06 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine support |
RU2550212C2 (en) * | 2013-05-07 | 2015-05-10 | Закрытое акционерное общество "Уральский турбинный завод" | Support of fast-rotating rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6540483B2 (en) | Methods and apparatus for bearing outer race axial retention | |
US8888447B2 (en) | Anti-rotation method for a rolling element bearing cartridge | |
RU2317421C2 (en) | Turbosupercharger and device for axial fixing of shaft | |
US6406253B2 (en) | Turbocharger | |
US6098399A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
US9057444B2 (en) | Leaf seal | |
US8118540B2 (en) | Split ring for a rotary part of a turbomachine | |
US20170342857A1 (en) | Turbomachine bearing assembly preloading arrangement | |
US4397609A (en) | Bandage for radially stressing the segments of a compressor rotor for a turbine | |
US8292509B2 (en) | Bearing arrangement | |
US20010010438A1 (en) | Damper system and bearing centering device for magnetic bearing vacuum pump | |
JP2018138806A (en) | Squeeze film damper bearing device | |
RU2265728C1 (en) | Turbomachine rotor thrust-damper support | |
US8360657B2 (en) | Hydrodynamic tapered roller bearings and gas turbine engine systems involving such bearings | |
RU2204042C2 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2310088C2 (en) | Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine | |
KR20190130935A (en) | Turbo compressor with improves fixing force with rotating shaft | |
CA2729261C (en) | Axial load damping system for rotor shaft | |
RU2411383C1 (en) | Gas-turbine engine support | |
RU2190110C2 (en) | Gas-turbine engine | |
CN114962002A (en) | Bearing assembly with elastic support and aircraft engine | |
RU2235922C2 (en) | Gas-turbine engine compressor | |
JPH0520606B2 (en) | ||
RU2213874C2 (en) | Gas-turbine engine | |
RU2241841C2 (en) | Gas-turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051206 Effective date: 20111220 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |