RU2326251C1 - Опора турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Опора турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2326251C1 RU2326251C1 RU2006135560/06A RU2006135560A RU2326251C1 RU 2326251 C1 RU2326251 C1 RU 2326251C1 RU 2006135560/06 A RU2006135560/06 A RU 2006135560/06A RU 2006135560 A RU2006135560 A RU 2006135560A RU 2326251 C1 RU2326251 C1 RU 2326251C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- spokes
- housing
- gas turbine
- support
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Support Of The Bearing (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам опор турбин газотурбинных двигателей. Опора турбины газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток блоков соплового аппарата, с наружным корпусом турбины. На внутренних полках блоков соплового аппарата размещены полые опорные элементы с наружной сферической поверхностью, шарнирно установленные в ответные цилиндрические втулки, размещенные на внутреннем корпусе турбины. Силовые спицы проходят внутри опорных элементов и цилиндрических втулок. Изобретение позволяет повысить надежность опоры турбины газотурбинного двигателя за счет компенсации элементами опоры осевой нагрузки от внутреннего корпуса турбины и радиального усилия на подшипник от гироскопического момента с роторов турбины, а также обеспечивает температурную развязку корпусов в радиальном направлении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам опор турбин газотурбинных двигателей.
Известна опора турбины газотурбинного двигателя (далее - ГТД), содержащая внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток соплового аппарата, с наружным корпусом турбины (Патент РФ № 2219360, 2003 г.).
При эволюциях самолета во время его полета действующие на двигатель гироскопический момент и осевая сила вызывают продольные и угловые перемещения внутреннего корпуса турбины относительно ее наружного корпуса, что может привести к заклиниванию подшипников и последующему их разрушению. Кроме того, при переходе с одного режима работы двигателя на другой возникает температурный градиент между элементами наружного и внутреннего корпусов турбины, приводящий к радиальным деформациям этих элементов.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение надежности работы опоры турбины газотурбинного двигателя за счет компенсации элементами опоры осевой нагрузки от внутреннего корпуса турбины с корпусом подшипника и радиального усилия на подшипник от гироскопического момента с роторов турбины с последующей их передачей на наружный корпус турбины при температурной развязке корпусов в радиальном направлении.
Технический результат достигается тем, что в опоре турбины ГТД, содержащей внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток соплового аппарата, с наружным корпусом турбины, на внутреннем кольце соплового аппарата закреплены полые опорные элементы со сферической поверхностью, шарнирно установленные в ответные цилиндрические втулки, закрепленные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, причем силовые спицы проходят внутри опорных элементов и цилиндрических втулок.
Кроме того, на спицах могут быть установлены упругие элементы, преимущественно со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины.
Благодаря наличию полых опорных элементов, закрепленных на внутреннем кольце соплового аппарата, установленных в цилиндрические втулки, закрепленные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, опора воспринимает осевую нагрузку с внутреннего корпуса турбины с корпусом подшипника и радиальное усилие на подшипник от гироскопического момента с роторов турбины, которые передаются через блоки лопаток соплового аппарата на наружный корпус турбины. Это позволяет увеличить жесткость конструкции в осевом направлении, что повышает надежность ее работы.
Благодаря выполнению наружной поверхности опорных элементов сферической и шарнирному соединению «опорный элемент - цилиндрическая втулка» обеспечивается угловое перемещение корпусов турбины относительно друг друга. Тем самым осуществляется температурная развязка корпусов турбины в радиальном направлении. Кроме того, возможность поворота сферической поверхности опорных элементов в цилиндрических втулках предохраняет соединение от перекосов при действии осевой силы, что снижает износ элементов соединения.
Размещение силовых спиц внутри полых опорных элементов и цилиндрических втулок обеспечивает компактность и надежность соединения, а также тепловую защиту силовым спицам. Кроме того, такое размещение не вызывает дополнительных нагрузок на элементы устройства.
При возникновении больших температурных градиентов в системе «внутренний корпус - силовые спицы - наружный корпус» на силовых спицах устанавливаются упругие элементы, которые позволяют в своих пределах радиальное смещение одного корпуса турбины относительно другого при различной температуре их нагрева. Установка упругих элементов со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины предпочтительна с точки зрения удобства эксплуатации и меньшего прогрева упругих элементов, что улучшает их работу.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид опоры турбины, а на фиг.2 - (увеличено) размещение опорного элемента в ответной цилиндрической втулке.
Опора турбины газотурбинного двигателя содержит наружный корпус 1 турбины, внутренний корпус 2 турбины с корпусом подшипника и силовые спицы 3, соединяющие между собой корпуса 1 и 2. Спицы 3 проходят через внутреннюю полость лопаток 4 соплового аппарата. Если сопловой аппарат состоит из блоков, включающих по три лопатки, то спицы преимущественно проходят через среднюю лопатку в каждом блоке. Блоки закреплены на корпусе 1 посредством болтов 5. На каждом сопловом блоке на внутренних полках 6 размещены полые опорные элементы 7 с наружной сферической поверхностью, которые размещены в ответных цилиндрических втулках 8 по скользящей посадке. Втулки 8 закреплены на внутреннем корпусе 2 с корпусом подшипника. Спицы 3 жестко соединены с цилиндрическими втулками 8. На спицах 3 установлен набор упругих элементов 9.
В процессе работы двигателя при эволюциях самолета возникает гироскопический момент с роторов турбины и осевая сила, вызывающие поворот внутреннего корпуса 2 турбины с корпусом подшипника относительно наружного корпуса 1. Поскольку силовые спицы 3, обеспечивающие центровку внутреннего корпуса 2 относительно наружного корпуса 1 и воспринимающие радиальную нагрузку с подшипников 10, недостаточно жесткие на изгиб, то есть очень податливы, то большая часть осевой нагрузки с корпуса 2 и гироскопический момент с роторов турбины высокого и низкого давления (из плоскости вращения опоры) воспринимается втулками 8, обладающими в сравнении со спицами 3 более высокой жесткостью. Кроме того, втулки 8 по отношению к спицам 3 выполняют роль экранов, защищающих спицы 3 от теплового воздействия. Нагрузка с втулок 8 передается через блоки лопаток 4 соплового аппарата и болты 5 на наружный корпус 1 турбины.
Полые опорные элементы 7, закрепленные на внутренних полках 6 блоков соплового аппарата, из-за сферической наружной поверхности могут проворачиваться во втулках 8, предохраняя соединение от перекосов при действии осевой силы и уменьшая износ поверхности контактирующих элементов. За счет шарнирного соединения «опорный элемент 7 - цилиндрическая втулка 8» обеспечивается угловое перемещение корпусов 1 и 2 относительно друг друга, и тем самым осуществляется температурная развязка в радиальном направлении между «горячим» сопловым аппаратом и «холодным» внутренним корпусом 2 турбины с корпусом подшипника.
При возникновении больших температурных градиентов на силовых спицах устанавливаются упругие элементы, которые за счет изменения своей длины компенсируют радиальное смещение одного корпуса турбины относительно другого при различной температуре их нагрева.
Изобретение позволяет повысить надежность работы опоры турбины газотурбинного двигателя.
Claims (3)
1. Опора турбины газотурбинного двигателя, содержащая внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, соединенный посредством спиц, проходящих внутри лопаток блоков соплового аппарата, с наружным корпусом турбины, отличающаяся тем, что на внутренних полках блоков соплового аппарата размещены полые опорные элементы с наружной сферической поверхностью, шарнирно установленные в ответные цилиндрические втулки, размещенные на внутреннем корпусе турбины с корпусом подшипника, причем силовые спицы проходят внутри опорных элементов и цилиндрических втулок.
2. Опора по п.1, отличающаяся тем, что на спицах установлены упругие элементы.
3. Опора по п. 2, отличающаяся тем, что упругие элементы установлены со стороны наружной поверхности наружного корпуса турбины.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006135560/06A RU2326251C1 (ru) | 2006-10-10 | 2006-10-10 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006135560/06A RU2326251C1 (ru) | 2006-10-10 | 2006-10-10 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2326251C1 true RU2326251C1 (ru) | 2008-06-10 |
Family
ID=39581395
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006135560/06A RU2326251C1 (ru) | 2006-10-10 | 2006-10-10 | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2326251C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2612546C1 (ru) * | 2015-10-13 | 2017-03-09 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Опора турбины высокого давления |
-
2006
- 2006-10-10 RU RU2006135560/06A patent/RU2326251C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2612546C1 (ru) * | 2015-10-13 | 2017-03-09 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Опора турбины высокого давления |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1760272B1 (en) | Sacrificial inner shroud liners for variable guide vanes of gas turbine engines | |
US8147187B2 (en) | Control of variable-pitch blades | |
US8202003B2 (en) | Compliant spherical bearing mount | |
CN108302269B (zh) | 球状挠性接头的万向挠曲 | |
CA2210654A1 (en) | High speed, high temperature hybrid magnetic thrust bearing | |
JP2009057973A (ja) | ガスタービンロータ−ステータ支持システム | |
JP2000179359A (ja) | ギアボックス用の可変剛性位置決めリンク | |
UA86575C2 (ru) | Турбореактивный двигатель с вентилятором, закрепленным на приводном валу, который поддерживается первым и вторым подшипниками | |
CA2580670A1 (en) | Integrated strut design for mid-turbine frames with u-base | |
US10738923B2 (en) | Flexural spring-energized interface for bellowed ball-joint assemblies for controlled rotational constraint | |
CA2960264A1 (en) | Aircraft engine assembly, comprising flexible force transmitting devices radially arranged between the thrust reversal cowls and the engine | |
US8944765B2 (en) | Bellows type sealing device for partition penetration by a connecting rod of a turboprop fan blade orientation control system | |
GB2498031A (en) | Turbine engine comprising a contra rotating propeller receiver supported by a structural casing | |
US20100092293A1 (en) | Rotor for a gas turbine | |
US10605103B2 (en) | CMC airfoil assembly | |
US20180187571A1 (en) | Mount assembly | |
CA2990787A1 (en) | Gimbaled flexure for spherical flex joints | |
GB2537298A (en) | Turbo engine having non-ducted propellers provided with a reinforcing casing incorporating sections of pipes | |
RU2326251C1 (ru) | Опора турбины газотурбинного двигателя | |
CN108431373B (zh) | 在居间压缩机壳体上具有推力抵抗装置的涡轮喷气发动机 | |
US11149567B2 (en) | Ceramic matrix composite load transfer roller joint | |
RU2328613C1 (ru) | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета | |
RU1806302C (ru) | Осевой опорный узел с компенсацией перекоса | |
JPS5874809A (ja) | 同軸コンバインドプラント | |
CN104975949B (zh) | 废气涡轮增压器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |