RU2241841C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2241841C2 RU2241841C2 RU2002130402/06A RU2002130402A RU2241841C2 RU 2241841 C2 RU2241841 C2 RU 2241841C2 RU 2002130402/06 A RU2002130402/06 A RU 2002130402/06A RU 2002130402 A RU2002130402 A RU 2002130402A RU 2241841 C2 RU2241841 C2 RU 2241841C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elastic
- engine
- gas
- elastic elements
- bearing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Support Of The Bearing (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
В газотурбинном двигателе с упругодемпферными опорами подшипников качения упругие элементы опор выполнены с каждой из боковых сторон наружного кольца подшипника. Упругие стержни каждого из упругих элементов с каждой из боковых сторон одинаковы по длине и в поперечном сечении. При этом упругие элементы с одной боковой стороны соединены между собой жестко, а с другой - телескопически в осевом направлении. Изобретение позволяет повысить надежность, уменьшить габариты и массу конструкции за счет исключения перекосов наружного кольца подшипника относительно оси двигателя при его работе. 2 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного и авиационного применения.
Известен газотурбинный двигатель, в котором опоры выполнены с гидродинамической масляной пленкой без упругих элементов [1].
Недостатком известной конструкции является отсутствие упругих элементов, в результате чего при остановке двигателя ротор проседает на величину зазоров в демпферной опоре, что приводит к снижению КПД двигателя из-за увеличенных зазоров между статором и ротором.
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, в котором используется упругодемпферная опора типа "беличье колесо", с размещением упругих элементов с одной из боковых сторон подшипника [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, являются увеличенные осевые габариты масляной опоры для размещения упругих элементов, а также пониженная надежность из-за перекоса наружного кольца подшипника, жестко закрепленного во внутреннем упругом элементе упруго-демпферной опоры. Из-за размещения упругих элементов с одной из боковых сторон от наружного кольца подшипника последнее перемещается в радиальном направлении с некоторым перекосом относительно оси двигателя, что может привести к поломке подшипника и выводу из строя двигателя в целом.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности, в уменьшении габаритов и массы конструкции за счет исключения перекосов наружного кольца подшипника относительно оси двигателя при его работе.
Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с упругодемпферными опорами подшипников качения, согласно изобретению, упругие элементы опор выполнены с каждой из боковых сторон наружного кольца подшипника, причем упругие стержни каждого из упругих элементов с каждой из боковых сторон одинаковы по длине и в поперечном сечении, при этом упругие элементы с одной боковой стороны соединены между собой жестко, а с другой - телескопически в осевом направлении.
Выполнение с каждой из боковых сторон наружного кольца подшипника упругих элементов опор исключает перекос кольца при работе двигателя, так как упругие элементы под действием радиальной нагрузки одинаково деформируются с обеих сторон наружного кольца подшипника.
При выполнении упругих стержней каждого из упругих элементов с каждой из боковых сторон одинаковыми по длине и в поперечном сечении осевая длина этих стержней минимальна, что способствует уменьшению массы опоры и осевых габаритов масляной полости, что, в свою очередь, способствует уменьшению теплоотдачи в масло из-за уменьшения наружной поверхности фланцев, ограничивающих масляную полость.
Телескопическое соединение в осевом направлении между собой упругих элементов с одной из боковых сторон подшипника позволяет исключить дополнительные напряжения при температурных деформациях внутреннего и внешнего упругих элементов.
На фиг.1 изображен газотурбинный двигатель с упругодемпферными опорами.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, которая вращает компрессор 2, и силовой турбины низкого давления 5, ротор 6 которой установлен в задней опоре 7 двигателя 1 на упругодемпферной опоре 8. Полезная мощность от турбины низкого давления 5 снимается с помощью вала 9 со стороны входа в компрессор 2. Ротор 6 турбины 5 включает в себя вал 10, на котором с помощью гайки 11 закреплено внутреннее кольцо 12 радиального подшипника 13, наружное кольцо 14 которого с помощью гайки 15 закреплено во внутреннем упругом элементе 16, который в свою очередь, с помощью болтов 17 своим кольцевым радиальным выступом 18 закреплен с задней стороны на радиальном кольцевом выступе 19 внешнего упругого элемента 20. С передней стороны элементы 16 и 20 телескопически, с возможностью взаимного осевого перемещения закреплены между собой по поверхности 21 с помощью кольцевых выступов 22 и 23. Между кольцами 24 и 25 упругих элементов 16 и 20 и выступами 18 и 22, 19 и 23 выполнены упругие стержни (балочки) 26, 27,28 и 29, причем длины стержней 26 и 27, а также 28 и 29 равны между собой. Между собой упругие элементы 16 и 20 установлены с радиальным зазором 30, в который с помощью жиклера 31 подается масло, уплотняемое упругими кольцами 32. Масляная полость 33 упругодемпферной опоры 8 ограничена с передней стороны фланцем 34, а с задней стороны - фланцем 35.
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя на ротор 6 турбины низкого давления 5 действуют неуравновешенные и центробежные газовые силы, которые приводят к вибрациям ротора. Снижению общего уровня вибрации ротора 6 и всего двигателя 1 в целом способствует применение упругодемпферной опоры 8 типа "беличье колесо", энергия колебания ротора 6 в которой поглощается за счет выдавливания масляной пленки у радиального зазора 30 между упругими элементами 16 и 20. Так как упругие элементы 16 и 20 выполнены с упругими стержнями 26,27,28 и 29, одинаковыми по длине и в поперечном сечении и расположенными как с передней стороны кольца наружного 14 подшипника 13, так и с задней его стороны, то при радиальном перемещении внутреннего упругого элемента 16 относительно наружного 20 перекос наружного кольца 14 подшипника 13 относительно внутреннего кольца 12 отсутствует.
Таким образом, использование предполагаемого изобретения позволяет исключить перекос наружного кольца подшипника при работе двигателя, а также уменьшить осевую длину масляной полости и опоры в целом, снизить их массу.
Источники информации.
1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. С.377, рис.7.34. 2. То же, с.374, рис.7.32. - прототип.
Claims (1)
- Газотурбинный двигатель с упругодемпферными опорами подшипников качения, отличающийся тем, что упругие элементы опор выполнены с каждой из боковых сторон наружного кольца подшипника, причем упругие стержни каждого из упругих элементов с каждой из боковых сторон одинаковы по длине и в поперечном сечении, при этом упругие элементы с одной боковой стороны соединены между собой жестко, а с другой - телескопически в осевом направлении.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002130402/06A RU2241841C2 (ru) | 2002-11-12 | 2002-11-12 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002130402/06A RU2241841C2 (ru) | 2002-11-12 | 2002-11-12 | Газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002130402A RU2002130402A (ru) | 2004-06-10 |
RU2241841C2 true RU2241841C2 (ru) | 2004-12-10 |
Family
ID=34387271
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002130402/06A RU2241841C2 (ru) | 2002-11-12 | 2002-11-12 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2241841C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2444935A (en) * | 2006-12-06 | 2008-06-25 | Rolls Royce Plc | Accommodating radial excursions of a turbofan gas turbine engine shaft |
RU2570792C1 (ru) * | 2014-08-08 | 2015-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя |
RU2805345C1 (ru) * | 2022-12-15 | 2023-10-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Устройство подачи масла к упруго-демпферной опоре компрессора высокого давления газотурбинного двигателя |
-
2002
- 2002-11-12 RU RU2002130402/06A patent/RU2241841C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. - М.: Машиностроение, 1989, с.374, рис.7, 32. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2444935A (en) * | 2006-12-06 | 2008-06-25 | Rolls Royce Plc | Accommodating radial excursions of a turbofan gas turbine engine shaft |
US8430622B2 (en) | 2006-12-06 | 2013-04-30 | Rolls-Royce Plc | Turbofan gas turbine engine |
RU2570792C1 (ru) * | 2014-08-08 | 2015-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя |
RU2805345C1 (ru) * | 2022-12-15 | 2023-10-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Устройство подачи масла к упруго-демпферной опоре компрессора высокого давления газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5535992B2 (ja) | 電動過給圧縮機、その組立方法及び内燃機関 | |
EP0704601B1 (en) | Combined heat shield and retainer for turbine assembly bolt | |
US6325546B1 (en) | Fan assembly support system | |
EP2224103B1 (en) | Bearing support apparatus with squeeze film damper | |
RU2688073C2 (ru) | Газотурбинный двигатель (варианты) | |
CA2958060C (en) | Thrust bearing | |
US6540483B2 (en) | Methods and apparatus for bearing outer race axial retention | |
JP2017096283A (ja) | 高荷重事象の際の軸受アウターレース保持装置 | |
US7699526B2 (en) | Support dampers for bearing assemblies and methods of manufacture | |
JP2009057973A (ja) | ガスタービンロータ−ステータ支持システム | |
CA2786040C (en) | Gas turbine engine and high speed rolling element bearing system | |
US10815831B2 (en) | Bearing support including hermetic squeeze film damper and accumulator volume | |
KR20000047689A (ko) | 반경방향 진동 감쇠 댐퍼 | |
RU2241841C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
CA2729261C (en) | Axial load damping system for rotor shaft | |
CN115199403A (zh) | 燃气轮机 | |
EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
US2732695A (en) | davis | |
KR102499042B1 (ko) | 냉각 핀들을 갖도록 제공되는 케이스를 구비하는 가스 터빈 기관 | |
RU2785900C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2166672C2 (ru) | Опора ротора турбокомпрессора | |
US11555408B2 (en) | Device for attaching blades in a contra-rotating turbine | |
RU2658163C1 (ru) | Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений | |
CN216767490U (zh) | 转动装置及燃气轮机 | |
RU2204739C2 (ru) | Устройство для балансировки ротора высокооборотной турбомашины |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171113 |