RU2211935C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2211935C2 RU2211935C2 RU2001113558/06A RU2001113558A RU2211935C2 RU 2211935 C2 RU2211935 C2 RU 2211935C2 RU 2001113558/06 A RU2001113558/06 A RU 2001113558/06A RU 2001113558 A RU2001113558 A RU 2001113558A RU 2211935 C2 RU2211935 C2 RU 2211935C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- oil
- gas turbine
- engine
- labyrinths
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность ГТД путем уплотнения масляных полостей подшипниковых опор двухярусным лабиринтным уплотнением. Газотурбинный двигатель содержит высоконапорный компрессор, камеру сгорания, турбину высокого и турбину низкого давлений. Масляная полость подшипниковой опоры двигателя уплотнена двухярусным уплотнением, содержащим верхний и нижний лабиринты, обращенные к воздушной полости, и ответный лабиринтам фланец, обращенный к масляной полости, причем гребешки нижнего по диаметру лабиринта выполнены с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к масляной полости, а верхнего лабиринта - с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к воздушной полости, при этом внутренняя поверхность верхнего лабиринта выполнена наклонной. 2 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен газотурбинный двигатель, масляные полости подшипниковых опор которого уплотняются с помощью контактных подпружиненных торцевых уплотнений [1].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за возможных сколов и износа графитового кольца, а также повышенная теплоотдача в масло из-за высокого тепловыделения в зоне контакта графитового кольца с контртелом (стальным кольцом на валу ротора).
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, масляные полости подшипниковых опор которого уплотняются контактным графитовым уплотнением, работающим совместно с воздушным лабиринтным уплотнением, которое создает необходимое давление воздуха, прижимающее графитовое кольцо к контртелу [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, особенно при больших ресурсах, из-за износа графитового кольца, что недопустимо для высокоресурсных двигателей, например для газотурбинных двигателей наземного применения. Наибольшим ресурсом обладают бесконтактные лабиринтные уплотнения, ресурс которых практически неограничен.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ГТД путем уплотнения масляных полостей подшипниковых опор двухъярусным лабиринтным уплотнением.
Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, содержащем высоконапорный компрессор, камеру сгорания, турбину высокого и турбину низкого давлений, согласно изобретению масляная полость подшипниковой опоры двигателя уплотнена двухъярусным уплотнением, содержащим верхний и нижний лабиринты, обращенные к воздушной полости, и ответный лабиринтам фланец, обращенный к масляной полости, причем гребешки нижнего по диаметру лабиринта выполнены с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к масляной полости, а верхнего лабиринта - с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к воздушной полости, при этом внутренняя поверхность верхнего лабиринта выполнена наклонной.
Уплотнение масляной полости подшипниковой опоры двигателя двухъярусным уплотнением, содержащим верхний и нижний лабиринты, обращенные к воздушной полости, и ответный лабиринтам фланец, обращенный к масляной полости, позволяет повысить надежность ГТД за счет исключения перетекания масла из масляной в воздушную полость, и снижения утечек охлаждающего воздуха из воздушной в масляную полость.
Выполнение гребешков нижнего по диаметру лабиринта с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к масляной полости, способствует снижению утечек охлаждающего воздуха из воздушной в масляную полость.
Выполнение гребешков верхнего лабиринта с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к воздушной полости, предотвращает прорыв масляного тумана из масляной полости в воздушную.
Выполнение внутренней поверхности верхнего лабиринта наклонной позволяет вернуть под действием центробежных сил прорвавшуюся часть масляного потока.
На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2 с поворотным входным направляющим аппаратом 3, камеры сгорания 4, турбины высокого давления 5, вращающей компрессор 2, и силовой турбины низкого давления 6, ротор 7 которой своим задним концом установлен в задней опоре 8 двигателя 1. Полезная мощность от турбины 6 снимается с помощью вала 9 со стороны входа в компрессор 2, а запуск двигателя осуществляется с помощью газового стартера 10. Подшипниковая опора 11 состоит из подшипника качения 12, внутреннее кольцо 13 которого установлено на валу 14 ротора 7 турбины низкого давления 6, а наружное кольцо 15 с помощью гайки 16 закреплено во внутреннем упругом элементе 17, установленном в наружном упругом элементе 18. Масло на смазку подшипника 12 поступает из жиклера 19, струя масла 20 из которого поступает на наружную поверхность 21 внутреннего кольца 13, т.е. на беговую дорожку роликов 22, которые осуществляют барботаж масла, за счет которого происходит смазка сепаратора 23 подшипника 12 и внутренней поверхности 24 наружного кольца 15. Масляный туман, образующийся в масляной полости 25 при барботаже, уплотняется от перетекания в воздушную полость 26 с помощью двухъярусного уплотнения 27, который состоит из фланца 28, обращенного в сторону масляной полости 25, и ответных ему лабиринтов: верхнего 29 и нижнего 30, причем на нижнем лабиринте 30 гребешки 31 лабиринта выполнены с наклонными поверхностями 32 в сторону масляной полости 25, а на верхнем 29 лабиринте - в сторону воздушной полости 26. Внутренняя поверхность 33 верхнего лабиринта 29 выполнена с наклоном в сторону воздушной полости 26, которая наддувается из-за промежуточной ступени 34 компрессора 2, а наружный диаметр 35 лабиринта 29 выполнен больше диаметра наружной поверхности 21 кольца внутреннего 13 подшипника 12. Пакет деталей из лабиринтов 29, 30 и внутреннего кольца 13 подшипника 12 затягивается на валу 14 гайкой 36.
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя лабиринтное уплотнение 27, состоящее из лабиринтов 29 и 30, а также фланца 28, снижает утечки охлаждающего воздуха из воздушной полости 26 в охватываемую ею масляную полость 25. При этом гребешки 31 на лабиринте 30, имеющие наклонные поверхности 32 в сторону масляной полости 25, работают с большей эффективностью, чем гребешки лабиринта 29 с обратным наклоном поверхностей 32. Однако на низких режимах работы двигателя давление воздуха из-за промежуточной ступени 34 компрессора 2 падает из-за работы первых ступеней компрессора 2 в турбинном режиме, что приводит к падению давления воздуха в воздушной полости 26, что может привести к прорыву масляного тумана из масляной полости 25 в воздушную полость 26 и далее в газовоздушный тракт двигателя 1, что может привести к пожару на двигателе. Однако этого не происходит, так как этому препятствует верхний лабиринт 29 с гребешками 31, наклонные поверхности 32 которого обращены в сторону воздушной полости 26 - в этом случае эффективность данного лабиринтного уплотнения максимальна. Прорвавшаяся часть масляного тумана сепарируется на наклонной внутренней поверхности 33 лабиринта 29, стекает по ней под действием центробежных сил, а при увеличении режима работы двигателя 1 после повышения давления воздуха в полости 26 выдувается воздухом в масляную полость 25. Увеличенный наружный диаметр 35 верхнего лабиринта 29 по сравнению с наружной поверхностью 21 внутреннего кольца 13 подшипника 12 препятствует прострелу струи масла 20 из жиклера 19 через лабиринтное уплотнение 27.
Источники информации
1. С.А. Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", М., Машиностроение, стр.533, рис.12.3б.
1. С.А. Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", М., Машиностроение, стр.533, рис.12.3б.
2. С.А. Вьюнов, стр.7, рис.1,2 - прототип.
Claims (1)
- Газотурбинный двигатель, содержащий высоконапорный компрессор, камеру сгорания, турбину высокого и турбину низкого давлений, отличающийся тем, что масляная полость подшипниковой опоры двигателя уплотнена двухярусным уплотнением, содержащим верхний и нижний лабиринты, обращенные к воздушной полости, и ответный лабиринтам фланец, обращенный к масляной полости, причем гребешки нижнего по диаметру лабиринта выполнены с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к масляной полости, а верхнего лабиринта - с наклонными боковыми поверхностями, обращенными к воздушной полости, при этом внутренняя поверхность верхнего лабиринта выполнена наклонной.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001113558/06A RU2211935C2 (ru) | 2001-05-16 | 2001-05-16 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001113558/06A RU2211935C2 (ru) | 2001-05-16 | 2001-05-16 | Газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001113558A RU2001113558A (ru) | 2003-02-27 |
RU2211935C2 true RU2211935C2 (ru) | 2003-09-10 |
Family
ID=29776711
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001113558/06A RU2211935C2 (ru) | 2001-05-16 | 2001-05-16 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2211935C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443881C2 (ru) * | 2007-01-30 | 2012-02-27 | Испано Сюиза | Газотурбинный двигатель, содержащий стартер, установленный на коробке приводов агрегатов |
RU2445482C2 (ru) * | 2007-04-23 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон | Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду |
RU2596899C1 (ru) * | 2015-09-07 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Опора компрессора низкого давления турбомашины |
-
2001
- 2001-05-16 RU RU2001113558/06A patent/RU2211935C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443881C2 (ru) * | 2007-01-30 | 2012-02-27 | Испано Сюиза | Газотурбинный двигатель, содержащий стартер, установленный на коробке приводов агрегатов |
RU2445482C2 (ru) * | 2007-04-23 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон | Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду |
RU2596899C1 (ru) * | 2015-09-07 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Опора компрессора низкого давления турбомашины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1806491B1 (en) | Squeeze film damper bearing assembly | |
RU2685749C2 (ru) | Камера опорного подшипника газотурбинного двигателя | |
US8292034B2 (en) | Air-oil separator | |
US6406253B2 (en) | Turbocharger | |
JP2004068820A (ja) | ターボチャージャ | |
JPH06103040B2 (ja) | 油回収装置 | |
JP4094400B2 (ja) | ウィープ・プラグ | |
RU2211935C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2303148C1 (ru) | Узел межвальной опоры газотурбинного двигателя | |
RU177740U1 (ru) | Узел опоры газотурбинного двигателя | |
US11661856B2 (en) | Gas turbine engine with embedded generator | |
RU2657105C2 (ru) | Цапфа для турбины высокого давления и турбореактивный двигатель, включающий в себя такую цапфу | |
RU2189475C2 (ru) | Опора газотурбинного двигателя | |
US11970972B2 (en) | Windage blocker for oil routing | |
US11371617B2 (en) | Secondary seal in a non-contact seal assembly | |
KR101344179B1 (ko) | 샤프트 시일 | |
RU2191935C2 (ru) | Опора газотурбинного двигателя | |
EP3699447B1 (en) | Bearing for use in high speed application | |
KR101536061B1 (ko) | 샤프트 시일 | |
CN215761825U (zh) | 一种涡轮增压器轴承转子密封结构 | |
RU2215886C2 (ru) | Опора подшипника газотурбинного двигателя | |
JPS6343425Y2 (ru) | ||
RU2250386C2 (ru) | Двухвальный газотурбинный двигатель | |
CN212690341U (zh) | 一种无油螺杆压缩机密封结构 | |
KR20200086110A (ko) | 회전 기기 |
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 | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170517 |