RU2241841C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents

Газотурбинный двигатель Download PDF

Info

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
Application number
RU2002130402/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2002130402A (ru
Inventor
В.В. Иванов (RU)
В.В. Иванов
В.А. Кузнецов (RU)
В.А. Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2002130402/06A priority Critical patent/RU2241841C2/ru
Publication of RU2002130402A publication Critical patent/RU2002130402A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2241841C2 publication Critical patent/RU2241841C2/ru

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)

  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.
RU2002130402/06A 2002-11-12 2002-11-12 Газотурбинный двигатель RU2241841C2 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. - М.: Машиностроение, 1989, с.374, рис.7, 32. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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