RU2217616C1 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2217616C1 RU2217616C1 RU2002132084A RU2002132084A RU2217616C1 RU 2217616 C1 RU2217616 C1 RU 2217616C1 RU 2002132084 A RU2002132084 A RU 2002132084A RU 2002132084 A RU2002132084 A RU 2002132084A RU 2217616 C1 RU2217616 C1 RU 2217616C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bearing
- ring
- gas
- turbine
- cooling air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к системам охлаждения газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of engine building, in particular to cooling systems for gas turbine engines.
Известна конструкция газотурбинного двигателя, состоящая из главного вращающегося вала, установленного на подшипниках, расположенных в подшипниковой полости, и выходного канала двигателя, сообщающегося с подшипниковой полостью. Конструкция содержит также насос, который подает топливо на подшипники для их смазки и охлаждения, и устройство для отвода топлива из подшипниковой полости, сообщающееся с выходным каналом двигателя и расположенное аксиально вблизи подшипников (см. патент США № 4205525, МПК 7 F 02 C 7/06, 03.06.1980).A known design of a gas turbine engine, consisting of a main rotating shaft mounted on bearings located in the bearing cavity, and an output channel of the engine in communication with the bearing cavity. The design also includes a pump that delivers fuel to the bearings for lubrication and cooling, and a device for removing fuel from the bearing cavity, communicating with the output channel of the engine and located axially near the bearings (see US patent No. 4205525, IPC 7 F 02
Однако попадание топлива в процессе работы непосредственно на горячие узлы двигателя способствует увеличению термических напряжений и появлению трещин, что снижает надежность конструкции ГТД.However, the ingress of fuel during operation directly on the hot engine components contributes to an increase in thermal stresses and the appearance of cracks, which reduces the reliability of the design of the gas turbine engine.
Технической задачей изобретения является повышение надежности конструкции.An object of the invention is to increase the reliability of the design.
Указанный технический результат достигается тем, что газотурбинный двигатель содержит вал, установленный на подшипниках, один из которых расположен перед турбиной в подшипниковой полости, снабженной топливными форсунками, над наружной поверхностью корпуса подшипниковой полости выполнены отверстия для подвода охлаждающего воздуха, а между данным подшипником и турбиной на валу установлено кольцо, наружный обод которого снабжен образующим внутреннюю полость радиальным буртиком с лабиринтными гребешками на конце над упомянутой наружной поверхностью корпуса подшипниковой опоры, причем в буртике выполнены направленные навстречу потоку охлаждающего воздуха наклонные отверстия.The specified technical result is achieved by the fact that the gas turbine engine comprises a shaft mounted on bearings, one of which is located in front of the turbine in the bearing cavity equipped with fuel nozzles, holes for supplying cooling air are made over the outer surface of the bearing housing, and between this bearing and the turbine a ring is installed on the shaft, the outer rim of which is provided with a radial collar forming the inner cavity with labyrinth scallops at the end above said outer the surface of the bearing housing, and in the flange there are inclined holes directed towards the flow of cooling air.
Кроме того, на торце наружной поверхности корпуса подшипника выполнен Г-образный острый шип, расположенный во внутренней полости кольца.In addition, at the end of the outer surface of the bearing housing is made L-shaped sharp spike located in the inner cavity of the ring.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежом.The invention is illustrated in the drawing.
Газотурбинный двигатель содержит вал 1, установленный на подшипниках, один из которых 2 расположен перед турбиной 3 в подшипниковой полости 4, снабженной топливными форсунками 5. Над наружной поверхностью корпуса 6 подшипниковой опоры 2 выполнены отверстия 7 для подвода охлаждающего воздуха, а между данным подшипником 2 и турбиной 3 на валу 1 установлено кольцо 8, наружный обод которого снабжен образующим внутреннюю полость 9 радиальным буртиком 10 с лабиринтными гребешками 11 на конце над упомянутой наружной поверхностью корпуса 6 подшипниковой опоры. В буртике 10 выполнены направленные навстречу потоку охлаждающего воздуха наклонные отверстия 12. Кроме того, на торце наружной поверхности корпуса 6 подшипника 2 выполнен Г-образный острый шип 13, расположенный во внутренней полости 9 кольца 8.The gas turbine engine contains a shaft 1 mounted on bearings, one of which 2 is located in front of the
Газотурбинный двигатель содержит также каналы 14 для отвода топлива, полость 16, сообщающуюся с каналами 14, и выходной канал 15 двигателя.The gas turbine engine also contains
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Топливо, используемое в малоресурсных газотурбинных двигателях для смазки и охлаждения подшипников, из форсунок 5 через подшипник 2 попадает во внутреннюю полость 9 промежуточного кольца 8, где накапливается благодаря наличию буртика 10. Под действием центробежных сил давление топлива в полости 8 может достигать величины 10-30 кг/см2, что обеспечивает распыление топлива в полость 16 через отверстия 12. Лабиринтное уплотнение 11 на конце буртика 10 препятствует перетеканию топлива помимо отверстий 12.The fuel used in low-life gas turbine engines to lubricate and cool the bearings from
Для этой же цели на торце наружной поверхности корпуса подшипника выполнен Г-образный острый шип 13, препятствующий образованию масляной пленки.For the same purpose, an L-shaped
Топливо в полости 16 испаряется, тем самым исключая попадание капель топлива непосредственно на горячие детали, и за счет скрытой теплоты парообразования снижает температуру охлаждающего воздуха.The fuel in the
Воздух с парами топлива через каналы 14 эвакуируется в выходной канал двигателя 15, попутно охлаждая узел турбины.Air with fuel vapors through
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132084A RU2217616C1 (en) | 2002-11-29 | 2002-11-29 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132084A RU2217616C1 (en) | 2002-11-29 | 2002-11-29 | Gas-turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2217616C1 true RU2217616C1 (en) | 2003-11-27 |
Family
ID=32028302
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002132084A RU2217616C1 (en) | 2002-11-29 | 2002-11-29 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2217616C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674229C1 (en) * | 2017-12-22 | 2018-12-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine cooled turbine |
-
2002
- 2002-11-29 RU RU2002132084A patent/RU2217616C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674229C1 (en) * | 2017-12-22 | 2018-12-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine cooled turbine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2493389C2 (en) | Moving seal and method of controlling radial clearance between moving seal and carbon seal of gas turbine engine | |
US11066955B2 (en) | Fluid-cooled seal arrangement for a gas turbine engine | |
US7665897B2 (en) | Squeeze film damper using low pressure oil | |
JP4887031B2 (en) | Two-spool bypass turbojet with rear generator and airflow connection device and system | |
KR101433817B1 (en) | Shaft seal | |
CA2924905C (en) | Bearing system with bearing damper | |
US8262344B2 (en) | Thermal management system for a gas turbine engine | |
US10753219B2 (en) | Internally cooled seal runner and method of cooling seal runner of a gas turbine engine | |
US9890846B2 (en) | Gearbox with sealed accessory vent | |
JP4773810B2 (en) | gas turbine | |
US9488061B2 (en) | Compressor seal assembly for a turbocharger | |
US20140241851A1 (en) | Axial oil scoop for a gas turbine engine | |
CA2605391A1 (en) | Gas turbine engine cooling system and method | |
US8820092B2 (en) | Gas turbine engine cooling system and method | |
US11661856B2 (en) | Gas turbine engine with embedded generator | |
RU2217616C1 (en) | Gas-turbine engine | |
EP0030230B1 (en) | Turbocharger for use with an internal combustion engine, or turbojet | |
RU177740U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY | |
US6582187B1 (en) | Methods and apparatus for isolating gas turbine engine bearings | |
US20110070076A1 (en) | Cooling systems and assemblies for cooling an aft bearing assembly mounted to a rotor | |
US20010009592A1 (en) | Bearing damper | |
RU2191935C2 (en) | Gas-turbine engine support | |
RU2403417C1 (en) | Elasto-damper bearing of gas turbine engine | |
RU2189475C2 (en) | Support of gas turbine engine | |
JP5902143B2 (en) | Shaft seal |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091130 |