RU2375596C1 - Gas turbine engine support - Google Patents
Gas turbine engine support Download PDFInfo
- Publication number
- RU2375596C1 RU2375596C1 RU2008116278/06A RU2008116278A RU2375596C1 RU 2375596 C1 RU2375596 C1 RU 2375596C1 RU 2008116278/06 A RU2008116278/06 A RU 2008116278/06A RU 2008116278 A RU2008116278 A RU 2008116278A RU 2375596 C1 RU2375596 C1 RU 2375596C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- spokes
- support
- brackets
- gas turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройствам опор турбин газотурбинных двигателей, преимущественно стационарного типа.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to support devices for turbines of gas turbine engines, mainly of a stationary type.
Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является опора турбины газотурбинного двигателя, содержащая внутренний корпус с подшипником, радиальные спицы, закрепленные на внутреннем корпусе и проходящие через внутренние полости сопловых лопаток турбины, упругие элементы и наружную опору турбины, при этом в качестве наружной опоры выступает наружный корпус турбины, а упругие элементы выполнены в виде круглых упругих прорезных элементов (патент РФ №2219360, МПК F02C 7/20, опубл. 20.12.2003).The closest technical solution to the proposed one is the support of a turbine of a gas turbine engine, comprising an inner casing with a bearing, radial spokes mounted on the inner casing and passing through the internal cavities of the nozzle blades of the turbine, elastic elements and the outer support of the turbine, while the outer casing acts as an external support turbines, and the elastic elements are made in the form of round elastic slotted elements (RF patent №2219360, IPC F02C 7/20, publ. 20.12.2003).
Недостатком такого изобретения является то, что на каждую спицу надеваются упругие прорезные элементы, которые обеспечивают постоянное натяжение спиц на расчетную величину. Эти элементы в принципе могут находится как внутри, так и снаружи наружного корпуса. Эти элементы (тарельчатые пружины) достаточно трудоемки и имеют значительный разброс по осевой податливости, что требует определенного подбора их податливости в зависимости от расположения по окружности. Кроме того, эти прорезные пружины имеют достаточно узкие щели, что определяет высокий уровень напряжений в месте окончания этих щелей. Из-за разной податливости этих пружин натяжение спиц будет различным и нагрузка на внешний корпус турбины будет передаваться также неравномерно по окружности. Какие-то спицы будут недогружены а какие-то перегружены. Причем объективно оценить, как затянута при сборке каждая конкретная спица, практически невозможно.The disadvantage of this invention is that elastic welded elements are put on each spoke, which provide a constant tension of the spokes by the calculated value. These elements, in principle, can be located both inside and outside the outer casing. These elements (Belleville springs) are quite laborious and have a significant variation in axial compliance, which requires a certain selection of their compliance depending on the circumference. In addition, these slotted springs have fairly narrow slots, which determines a high level of stress at the end of these slots. Due to the different flexibility of these springs, the tension of the spokes will be different and the load on the outer turbine housing will also be transmitted unevenly around the circumference. Some spokes will be underloaded and some will be overloaded. Moreover, it is almost impossible to objectively evaluate how each particular spoke is tightened during assembly.
Кроме того, при переходе с одного режима турбины на другой температура наружного корпуса турбины меняется, из-за чего могут возникать радиальные деформации спиц, которые при их жестком креплении к внутреннему и наружному корпусам турбины приводят к появлению температурных напряжений, приводящих впоследствии к разрушению как самих спиц, так и пружин и, тем самым, снижать надежность работы опоры в целом.In addition, when switching from one mode of the turbine to another, the temperature of the outer turbine casing changes, which can cause radial deformation of the spokes, which, when they are rigidly attached to the inner and outer casing of the turbine, lead to the appearance of temperature stresses, which subsequently destroy them spokes and springs and, thereby, reduce the reliability of the support as a whole.
Задачей изобретения является обеспечение более или менее равной затяжки спиц при сборке опоры турбины путем применения полого кольца с кронштейнами, обладающих более стабильными упругими свойствами, а также за счет того, что натяжение спиц можно надежно контролировать, например, с помощью замера вытяжки спиц при затягивании регулировочной гайки. При этом за счет равномерного натяжения спиц в опоре они одинаково загружены, что позволяет увеличить ресурс работы опоры.The objective of the invention is to provide more or less equal tightening of the spokes when assembling the turbine support by using a hollow ring with brackets having more stable elastic properties, and also due to the fact that the tension of the spokes can be reliably controlled, for example, by measuring the drawing of the spokes when tightening the adjustment nuts. Moreover, due to the uniform tension of the spokes in the support, they are equally loaded, which allows to increase the service life of the support.
Дополнительной задачей изобретения является уменьшения влияния изменения температуры элементов опоры турбины на различных режимах работы турбины на работу спиц.An additional object of the invention is to reduce the influence of temperature changes of the elements of the turbine support in various modes of operation of the turbine on the operation of the spokes.
Указанные задачи достигаются тем, что в опоре турбины газотурбинного двигателя, содержащей внутренний корпус с подшипником, радиальные спицы, закрепленные на внутреннем корпусе и проходящие через внутренние полости сопловых лопаток турбины, упругие элементы и наружную опору, в ней упругие элементы и наружная опора выполнены в виде единого блока из замкнутого полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины, при этом кронштейны шарнирно соединены со спицами регулировочными элементами.These tasks are achieved by the fact that in the support of the turbine of a gas turbine engine containing an inner housing with a bearing, radial spokes mounted on the inner housing and passing through the inner cavity of the nozzle blades of the turbine, the elastic elements and the external support, in it the elastic elements and the external support are made in the form a single block of a closed hollow ring with brackets rigidly fixed on it along the longitudinal axis of the turbine, located above the turbine body, while the brackets are pivotally connected to the adjustment spokes ovochnymi elements.
Внешний конец каждой спицы может быть выполнен резьбовым а регулировочный элемент - в виде гайки, установленной на спице на кронштейне.The outer end of each spoke can be threaded and the adjusting element in the form of a nut mounted on the spoke on the bracket.
Новым в изобретении является то, что упругие элементы и наружная опора выполнены в виде единого блока из замкнутого полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины, при этом кронштейны шарнирно соединены со спицами регулировочными элементами.New in the invention is that the elastic elements and the outer support are made in the form of a single block of a closed hollow ring with brackets rigidly fixed to it along the longitudinal axis of the turbine, located above the turbine body, while the brackets are pivotally connected to the spokes by adjusting elements.
Внешний конец каждой спицы может быть выполнен резьбовым а регулировочный элемент - в виде гайки, установленной на спице на кронштейне.The outer end of each spoke can be threaded and the adjusting element in the form of a nut mounted on the spoke on the bracket.
Выполнение упругих элементов и наружной опоры в виде единого блока из замкнутого полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины позволяет обеспечить более или менее равное натяжение спиц и снять тепловую связь между наружным корпусом турбины и спицами, что в свою очередь снимает температурные напряжения в спице при переходе с одного режима турбины на другой. Кроме того, расположение полого кольца над наружным корпусом турбины облегчает технологию сборки узла и замену вышедших из строя спиц при ремонте без разборки всей опоры турбины. Шарнирное соединение кронштейна со спицами позволяет компенсировать погрешности при сборке и повороте кронштейна вокруг оси полого кольца при затяжке спиц.The implementation of the elastic elements and the external support in the form of a single block of a closed hollow ring with brackets rigidly fixed on it along the longitudinal axis of the turbine located above the turbine housing allows more or less equal tension of the spokes and removes the thermal connection between the outer turbine housing and the spokes, which in turn, removes thermal stresses in the spoke during the transition from one turbine mode to another. In addition, the location of the hollow ring above the outer casing of the turbine facilitates the assembly technology of the unit and the replacement of failed spokes during repair without disassembling the entire turbine support. The hinged connection of the bracket to the spokes allows you to compensate for errors in the assembly and rotation of the bracket around the axis of the hollow ring when tightening the spokes.
Выполнение регулировочного элемента в виде гайки, установленной на резьбовом участке спицы, позволяет наиболее просто регулировать натяжение спиц.The implementation of the adjusting element in the form of a nut mounted on the threaded portion of the knitting needles allows you to most easily adjust the tension of the knitting needles.
Податливость упругих элементов и наружной опоры можно подбирать как за счет диаметра и толщины полого кольца, так и за счет вылета кронштейна.The flexibility of the elastic elements and the external support can be selected both due to the diameter and thickness of the hollow ring, and due to the extension of the bracket.
На чертеже изображен общий вид опоры турбины газотурбинного двигателя.The drawing shows a General view of the support of the turbine of a gas turbine engine.
Опора турбины газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус 1 с подшипником 2, радиальные спицы 3, закрепленные на внутреннем корпусе 1 с помощью самоконтрящихся гаек 4 и проходящие через внутренние полости сопловых лопаток 5 турбины, и наружный корпус 6 турбины. Упругие элементы и наружная опора выполнены в виде единого блока из замкнутого полого кольца 7 с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами 8. Полое кольцо 7 с кронштейнами 8 размещено над наружным корпусом 6 турбины, при этом кронштейны 8 с помощью шарниров 9 соединены с наружными концами спиц 3 регулировочными элементами в виде гаек 10 навернутых на резьбовой участок 11 спиц 3.The turbine support of the gas turbine engine comprises an inner casing 1 with a bearing 2, radial spokes 3 mounted on the inner casing 1 using self-locking nuts 4 and passing through the inner cavities of the nozzle blades 5 of the turbine, and the outer casing 6 of the turbine. The elastic elements and the external support are made in the form of a single block of a closed hollow ring 7 with brackets 8 rigidly fixed thereon along the longitudinal axis of the turbine. The hollow ring 7 with brackets 8 is placed above the outer casing 6 of the turbine, while the brackets 8 are connected with hinges 9 to the outer ends of the spokes 3 with adjusting elements in the form of nuts 10 screwed onto the threaded section 11 of the spokes 3.
Регулировка натяжения каждой спицы 3 осуществляется гайкой 10, навинчиваемой на спицы с нулевым осевым натягом с последующим натяжением всех спиц поворотом гайки на одинаковый угол или с помощью вытяжки каждой спицы на одинаковую величину.The adjustment of the tension of each spoke 3 is carried out by a nut 10 screwed onto the spokes with zero axial interference, followed by tensioning all the spokes by turning the nut by the same angle or by drawing out each spoke by the same amount.
Работа опоры двигателя осуществляется следующим образом.The operation of the engine mount is as follows.
В процессе работы турбины происходит изменение температурного состояния внутреннего корпуса 1 и полого кольца 7. Из-за разницы температур происходит их взаимное радиальное смещение, которое в большей части компенсируется за счет упругой закрутки полого кольца 7.During the operation of the turbine, the temperature state of the inner casing 1 and the hollow ring 7 change. Due to the temperature difference, their mutual radial displacement occurs, which is largely compensated by the elastic twist of the hollow ring 7.
Натяжение спиц 3 в конструкции выбирается таким образом, чтобы любой температурный градиент между внутренним корпусом 1 и полым кольцом 7 не приводил к расслаблению стыка спиц 3 с кронштейнами 8.The tension of the spokes 3 in the design is selected so that any temperature gradient between the inner housing 1 and the hollow ring 7 does not lead to a relaxation of the junction of the spokes 3 with the brackets 8.
Изобретение позволяет лучше контролировать натяжение спиц, при этом расположение полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины, улучшает собираемость и ремонтопригодность опоры, в том числе замену спиц без полной разборки опоры. При этом рабочая температура полого кольца с жестко закрепленными на нем вдоль продольной оси турбины кронштейнами, размещенного над корпусом турбины, позволяет использовать для его изготовления более широкий круг материалов.The invention allows better control of the tension of the spokes, while the location of the hollow ring with brackets rigidly mounted on it along the longitudinal axis of the turbine located above the turbine housing improves the collectability and maintainability of the support, including replacing the spokes without completely disassembling the support. At the same time, the working temperature of the hollow ring with brackets rigidly fixed on it along the longitudinal axis of the turbine, located above the turbine casing, allows using a wider range of materials for its manufacture.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116278/06A RU2375596C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Gas turbine engine support |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008116278/06A RU2375596C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Gas turbine engine support |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2375596C1 true RU2375596C1 (en) | 2009-12-10 |
Family
ID=41489658
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008116278/06A RU2375596C1 (en) | 2008-04-28 | 2008-04-28 | Gas turbine engine support |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2375596C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2464435C1 (en) * | 2011-04-29 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbine pedestal of gas turbine engine |
| CN113653536A (en) * | 2021-08-17 | 2021-11-16 | 中国航发湖南动力机械研究所 | Turbine interstage support with cage bars |
| CN115387906A (en) * | 2022-05-12 | 2022-11-25 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Air inlet bearing frame connecting structure of engine with low inlet hub ratio and assembling method |
-
2008
- 2008-04-28 RU RU2008116278/06A patent/RU2375596C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2464435C1 (en) * | 2011-04-29 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbine pedestal of gas turbine engine |
| CN113653536A (en) * | 2021-08-17 | 2021-11-16 | 中国航发湖南动力机械研究所 | Turbine interstage support with cage bars |
| CN113653536B (en) * | 2021-08-17 | 2023-10-20 | 中国航发湖南动力机械研究所 | Turbine interstage support with cage bars |
| CN115387906A (en) * | 2022-05-12 | 2022-11-25 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Air inlet bearing frame connecting structure of engine with low inlet hub ratio and assembling method |
| CN115387906B (en) * | 2022-05-12 | 2024-04-16 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Air inlet bearing frame connecting structure of low inlet hub ratio engine and assembling method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2652272C (en) | Turbo compressor in an axial type of construction | |
| RU2653710C2 (en) | Turbine ring for turbomachine | |
| JP5452991B2 (en) | Variable geometry vane ring assembly with stepped spacers | |
| US8727711B2 (en) | Turbocharger with a variable turbine geometry VTG | |
| RU2375596C1 (en) | Gas turbine engine support | |
| CN100535458C (en) | Connection device of adjustable length between two parts | |
| JP5080044B2 (en) | Sacrificial inner shroud liner for gas turbine engines | |
| US7866162B2 (en) | Exhaust cone for channeling a stream of gas downstream from a turbine | |
| US8376693B2 (en) | Variable vane assembly | |
| US9109510B2 (en) | Gas turbine engine bearing support strut | |
| US20120308364A1 (en) | Drive device for pivoting adjustable blades of a turbomachine | |
| RU2379591C2 (en) | Device to feed fuel into turbo machine combustion chamber | |
| US20090016886A1 (en) | Apparatus and method for retaining bladed rotor disks of a jet engine | |
| US20080206045A1 (en) | Control of variable-pitch blades | |
| US9279327B2 (en) | Gas turbine engine comprising a tension stud | |
| US20110033297A1 (en) | Device for controlling variable-pitch blades in a turbomachine compressor | |
| US8490980B2 (en) | Seal arrangement | |
| RU2008110029A (en) | GAS-TURBINE ENGINE FAN | |
| JP6662877B2 (en) | Control ring for variable pitch vane stage of turbine engine | |
| US10774672B2 (en) | Rotary actuator for variable vane adjustment system | |
| US10801362B2 (en) | Self centering unison ring | |
| US8992166B2 (en) | Turbocharger | |
| US20150125291A1 (en) | Bracket for mounting a stator guide vane arrangement to a strut in a turbine engine | |
| US20130216359A1 (en) | Compressor | |
| JP2013040608A (en) | Turbomachine load management assembly, supported turbomachine assembly, and method for supporting turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140429 |