RU2225523C2

RU2225523C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2225523C2
Application number: RU2002110696/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-04-22
Filing date: 2002-04-22
Publication date: 2004-03-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines. SUBSTANCE: proposed gas-turbine engine contains compressor, combustion chamber and compressor drive turbine. Cantilever rotor of compressor is installed in front radial-thrust and rear radial bearings. Bearing supports are secured on inner housing of combustion chamber. Threaded bushing is installed between compressor and turbine shafts. Ratio of distance between bearings to value of axial clearances between stator and rotor in seals of radial bearing support is 30-150. EFFECT: improved reliability owing to prevention of axial contact of stator and rotor at transient duties. 4 dwg

Description

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.The invention relates to the construction of gas turbine engines for aviation and ground applications.

Известен газотурбинный двигатель, осевое положение ротора относительно статора в котором регулируется (устанавливается при сборке) с помощью регулировочных колец, размещенных между внутренним кольцом шарикового подшипника и упорным выступом вала /1 /.Known gas turbine engine, the axial position of the rotor relative to the stator which is regulated (installed during assembly) using the adjusting rings located between the inner ring of the ball bearing and the thrust protrusion of the shaft / 1 /.

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможности осевого касания ротора о статор, так как регулировочные кольца обеспечивают ступенчатое регулирование осевых зазоров между ротором и статором, которое является недостаточно точным. Кроме того, при последовательной сборке двигателя, начиная с компрессора, возникают трудности при установке (регулировании) осевых зазоров между ротором и статором турбины, если шариковый подшипник размещен на выходе из компрессора.The disadvantage of this design is its low reliability due to the possibility of axial contact of the rotor against the stator, since the adjusting rings provide stepwise regulation of the axial clearances between the rotor and the stator, which is not accurate enough. In addition, during sequential assembly of the engine, starting with the compressor, difficulties arise in the installation (regulation) of axial clearance between the rotor and stator of the turbine, if the ball bearing is located at the outlet of the compressor.

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания и двухступенчатую турбину, приводящую во вращение компрессор, причем ротор турбины консольно установлен в переднем шариковом радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, расположенных в одной масляной полости / 2/.The closest in design to the claimed one is a gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber and a two-stage turbine driving the compressor, the turbine rotor cantilever mounted in the front ball angular contact and rear radial bearings located in the same oil cavity / 2 /.

В консольном роторе турбины, установленном в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, расположенных в общей масляной полости, при работе двигателя вал ротора, находящийся в масляной полости, нагревается в меньшей степени, чем статорный внутренний корпус камеры сгорания, связывающий между собой опоры радиально-упорного и радиального подшипников.In the cantilever rotor of the turbine installed in the front angular contact and rear radial bearings located in the common oil cavity, when the engine is running, the rotor shaft located in the oil cavity is heated to a lesser extent than the stator inner housing of the combustion chamber, connecting the bearings radially -thrust and radial bearings.

В связи с разницей осевых температурных деформаций холодного вала ротора и горячего внутреннего корпуса камеры сгорания при работе двигателя осевые зазоры между статором и ротором в лабиринтных уплотнениях радиального роликоподшипника уменьшаются, что может привести к осевому касанию ротора о статор.Due to the difference in the axial temperature deformations of the cold rotor shaft and the hot inner housing of the combustion chamber during engine operation, the axial clearances between the stator and the rotor in the labyrinth seals of the radial roller bearing are reduced, which can lead to the axial contact of the rotor against the stator.

Таким образом, недостатком известной конструкции является отсутствие регулирующих элементов для установки осевых зазоров между ротором и статором в опоре роликоподшипника турбины, что снижает надежность конструкции из-за возможности осевого касания ротора о статор преимущественно на переходных режимах.Thus, a disadvantage of the known design is the lack of regulatory elements for installing axial gaps between the rotor and the stator in the support of the turbine roller bearing, which reduces the reliability of the design due to the possibility of the axial contact of the rotor against the stator mainly in transient conditions.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет исключения осевого касания статора о ротор преимущественно на переходных режимах.The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the structure by eliminating the axial contact of the stator with the rotor mainly in transient conditions.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем компрессор, камеру сгорания и турбину привода компрессора, консольный ротор которого установлен в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, опоры которых закреплены на внутреннем корпусе камеры сгорания, согласно изобретению, между валами компрессора и турбины установлена резьбовая втулка, а отношение расстояния между подшипниками к величине осевых зазоров δ между статором и ротором в уплотнениях опоры радиального подшипника составляет 30... 150.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine engine including a compressor, a combustion chamber and a compressor drive turbine, the cantilever rotor of which is mounted in the front angular contact and rear radial bearings, the supports of which are mounted on the inner housing of the combustion chamber, according to the invention, between the compressor shafts and a turbine, a threaded sleeve is installed, and the ratio of the distance between the bearings to the value of the axial clearances δ between the stator and the rotor in the seals of the radial bearing support is it is 30 ... 150.

На переходных режимах, например, при сбросе газа, тонкостенный корпус остывает быстрее толстостенного вала, что ведет к раскрытию (увеличению) зазоров и ухудшению работы лабиринтных уплотнений, т.к. часть гребешков лабиринтов оказываются вне ответных им статорных фланцев. Поэтому при сборке двигателя требуется точная установка осевых зазоров, что невозможно обеспечить, например, за счет регулировочного кольца из-за “набегания” допусков на изготовление статорных и роторных деталей. Поэтому точная, бесступенчатая установка осевых зазоров δ обеспечивается путем завинчивания и вывинчивания резьбовой втулки, соединяющей между собой валы компрессора и турбины.In transient conditions, for example, during gas discharge, the thin-walled case cools faster than a thick-walled shaft, which leads to the opening (increase) of gaps and the deterioration of the labyrinth seals, as part of the combs of the labyrinths are outside the stator flanges that are reciprocal to them. Therefore, when assembling the engine, accurate installation of axial clearances is required, which cannot be ensured, for example, due to the adjusting ring due to “run-in” of tolerances for the manufacture of stator and rotor parts. Therefore, an accurate, stepless installation of axial clearances δ is provided by screwing and unscrewing the threaded sleeve connecting the compressor and turbine shafts to each other.

Величина зазоров δ зависит от расстояния I между подшипниками, и соотношение расстояния между подшипниками к величине осевых зазоров между статором и ротором в уплотнениях опоры радиального подшипника должно составлять 30... 150.The size of the clearances δ depends on the distance I between the bearings, and the ratio of the distance between the bearings to the value of the axial clearances between the stator and the rotor in the seals of the radial bearing support should be 30 ... 150.

При L/δ<30 осевые зазоры δ в опоре увеличиваются, что ведет к увеличению величины осевых размеров уплотнений и консольной части ротора, а также приводит к снижению надежности из-за увеличения нагрузки на роликоподшипник.At L / δ <30, the axial clearance δ in the bearing increases, which leads to an increase in the axial dimensions of the seals and the cantilever part of the rotor, and also leads to a decrease in reliability due to an increase in the load on the roller bearing.

При L/δ>150 возможно осевое касание ротора о статор и, соответственно, снижение надежности конструкции двигателя.For L / δ> 150, axial contact of the rotor against the stator is possible and, accordingly, a decrease in the reliability of the motor design.

Заявляемое решение проиллюстрировано следующими фигурами.The claimed solution is illustrated by the following figures.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент III на фиг.3 в увеличенном виде.Figure 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 II in figure 2 in an enlarged view. Figure 4 presents the element III in figure 3 in an enlarged view.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, вращающей компрессор 2, и силовой турбины низкого давления 5. Камера сгорания 3 состоит из наружного корпуса 6, жаровых труб 7 и внутреннего корпуса 8, на котором установлены опора 9 радиально-упорного шарикоподшипника 10 и опора 11 радиального роликоподшипника 12, на которых с помощью вала 13 консольно установлен ротор 14 двухступенчатой турбины высокого давления 4.The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3, a high pressure turbine 4 rotating the compressor 2, and a low pressure power turbine 5. The combustion chamber 3 consists of an outer casing 6, flame tubes 7 and an inner casing 8 on which the support 9 is mounted of an angular contact ball bearing 10 and a support 11 of a radial roller bearing 12, on which, using a shaft 13, a rotor 14 of a two-stage high pressure turbine 4 is cantilevered.

Для уменьшения теплоотдачи в масло опоры 9 и 11 закрыты с помощью кожуха вала 15, внутри которого образована общая для этих опор масляная полость 16. Для исключения подтекания горячего воздуха в масляную полость 16 последняя уплотняется: со стороны шарикоподшипника 10 с помощью лабиринтных уплотнений 17, осевые зазоры по которому установлены с помощью регулировочного кольца 18, примыкающего к внутреннему кольцу 19 шарикоподшипника 10, а со стороны роликоподшипника 12 - лабиринтным уплотнениям 20, осевой зазор δ, в котором между статорным фланцем 21 и роторным лабиринтом 22 устанавливается при сборке с помощью резьбовой втулки 23 в межвальном соединении 24.To reduce heat transfer to the oil, the bearings 9 and 11 are closed using a shaft cover 15, inside of which a common oil cavity 16 is formed for these bearings. To prevent hot air from leaking into the oil cavity 16, the latter is sealed: from the side of the ball bearing 10 with axial seals 17, axial the clearances on which are set using the adjusting ring 18 adjacent to the inner ring 19 of the ball bearing 10, and on the side of the roller bearing 12 to the labyrinth seals 20, the axial clearance δ, in which between the stator flange 21 and otornym labyrinth 22 is set during assembly with the help of a threaded sleeve 23 in mezhvalnom compound 24.

Данное устройство работает следующим образом.This device operates as follows.

При работе двигателя 1 внутренний корпус 8 камеры сгорания 3 нагревается сильнее, чем охлаждаемый маслом вал 13 ротора 14 турбины 4, и поэтому осевые зазоры δ между статорными и роторными деталями опоры 11 “закрываются” до околонулевых величин. На переходных режимах, например при сбросе газа, происходит увеличение (раскрытие) зазоров δ. Бесступенчатая установка зазоров δ при сборке обеспечивается путем завинчивания и вывинчивания резьбовой втулки 23, соединяющей между собой валы 25 и 13 компрессора 2 и турбины 4, при этом вал 13 турбины 4 свободно перемещается в шлицах 26 в осевом направлении в пределах зазора Δ между передним хвостовиком и наружным сферическим кольцом 27.When the engine 1 is operating, the inner case 8 of the combustion chamber 3 heats up more than the oil-cooled shaft 13 of the rotor 14 of the turbine 4, and therefore the axial clearances δ between the stator and rotor parts of the support 11 are “closed” to near-zero values. In transient conditions, for example, during gas discharge, there is an increase (opening) of the gaps δ. The stepless installation of the gaps δ during assembly is ensured by screwing and unscrewing the threaded sleeve 23 connecting the shafts 25 and 13 of the compressor 2 and the turbine 4, while the shaft 13 of the turbine 4 freely moves axially within the slots 26 within the gap Δ between the front shaft and outer spherical ring 27.

Источники информацииSources of information

1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, “Машиностроение”, 1981, стр.204, рис. 4.51в.1. S.A. Loaches. Design and engineering of aircraft gas turbine engines, Moscow, “Mechanical Engineering”, 1981, p. 204, fig. 4.51c.

2. Там же, стр.136, 137, рис. 4.5а.2. Ibid., P. 136, 137, fig. 4.5a.

Claims

A gas turbine engine including a compressor, a combustion chamber and a compressor drive turbine, the cantilever rotor of which is mounted in the front angular contact and rear radial bearings, the bearings of which are mounted on the internal housing of the combustion chamber, characterized in that a threaded sleeve is installed between the compressor and turbine shafts, and the ratio of the distance between the bearings to the axial clearance between the stator and the rotor in the seals of the radial bearing support is 30 ... 150.