RU2414614C1

RU2414614C1 - Turbo-jet engine with combined support of low and high pressure turbine

Info

Publication number: RU2414614C1
Application number: RU2009144377/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Алексеевич Белоусов (RU); Виктор Алексеевич Белоусов; Николай Борисович Демкин (RU); Николай Борисович Демкин
Original assignee: Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"
Priority date: 2009-12-02
Filing date: 2009-12-02
Publication date: 2011-03-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: turbo-jet engine with combined support of low and high pressure turbine includes compressor, combustion chamber, jet nozzle, turbines of cascades of low and high pressure with rotors having opposite rotation directions and fixed on their shafts. Housing of bearing supports of turbines is arranged between their impellers in the zone of nozzle diaphragm of LP turbine and contacts through rolling bodies of support bearings and trunnion to turbine impellers, and through power spokes to outer housing of nozzle diaphragm of LP turbine. Inner races of cages of support bearings are fixed on housing of bearing supports of turbine; outer race of one bearing is fixed on trunnion of HP turbine impeller equipped with cylindrical flange with inlet openings of cooling air and connected through the above cylindrical flange to the trunnion. Outer race of the other bearing is fixed on trunnion of LP turbine impeller. Besides, conical wall of housing of bearing supports is connected to power ring of cylindrical shell, the outer side of which is connected by means of a flange to the brackets the number of which is equal to the number of vanes of LP turbine nozzle diaphragm. Each bracket is fixed on lower end of hollow spoke passing inside each vane of nozzle diaphragm, and outer end of each spoke is fixed on outer wall of housing of nozzle diaphragm of LP turbine. At that, LP turbine impeller is equipped to the left of the load-carrying bed with cylindrical flange with passage openings for cooling air; the above flange is connected to trunnion of LP turbine impeller, on which the front top disk is fixed. To the right of load-carrying bed the LP turbine impeller disk is equipped with cylindrical L-shaped flange with holes made on flange to attach the rear top disk. Disk is provided with compression blades facing the load-carrying bed and fixed on flange of L-shaped flange so that a slot is formed between surface of flange of L-shaped flange and rear top disk for passage of cooling air to inner cavity between load-carrying bed and rear top disk. Cavity is connected to inner cavities of cooled blades of LP turbine. HP turbine impeller to the right of load-carrying bed is equipped with its rear top disk fixed on its trunnion. Rear top disk of HP turbine and front top disk of LP turbine is equipped with upper and lower labyrinth flanges with labyrinth combs; upper flange of each top disk contacts through labyrinth combs to lower surface of wall of LP turbine nozzle diaphragm, and lower flange of each top disk contacts through its labyrinth combs to lower surface of cylindrical shell.

EFFECT: invention allows improving engine reliability, decreasing its weight and overall dimensions.

4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения летательных аппаратов, в частности к авиационным турбореактивным двухвальным двигателям (ТРД) с противовращением роторов.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing of aircraft, in particular to aircraft turbojet twin-shaft engines (turbojet engines) with counter-rotation of rotors.

Известно использование противовращения роторов в ТРД как в отечественных, так и иностранных двигателях 3-го и 4-го поколений, например, противовращение двух каскадов в двигателе фирмы Роллс-Ройс RB.193-12 "Пегас" (см. книгу "Иностранные авиационные и ракетные двигатели", с.169, изд. ЦИАМ, 1971 г.), или новейшем двигателе 5-го поколения F136 (JSF-F120, см. книгу "Иностранные авиационные двигатели", выпуск 14, с.85…91, изд. ЦИАМ, 2005 г.). Использование противовращения каскадов роторов позволяет при скоростном маневрировании самолета минимизировать их гироскопические моменты, что облегчает пилотирование и маневрирование летательного аппарата при его изменяющемся аэродинамическом нагружении и пространственном положении. Однако использование противовращения роторов значительно усложняет конструкцию системы смазки подшипников, уплотнений газовоздушного тракта и системы охлаждения наиболее нагретых конструктивных элементов турбины. Организация масляных полостей межвальных подшипников концентрических валов (см. Патент РФ №2074968, МПК 7 F02C 3/04, опубл. 03.10.1997 г.) еще более усложняет конструкцию, так как обоймы межвального подшипника вращаются в разные стороны, и требуется применять дополнительные меры по обеспечению его работоспособности, например, необходима организация подвода охлаждающего масла с более низкой температурой и более высоким его расходом. Организация системы охлаждения турбины и масляных полостей в отечественном подъемно-маршевом двигателе Р-79В-300 с противовращением роторов для самолета укороченного взлета и вертикальной посадки Як-141 с передней и задней опорами турбины обеспечило работоспособность конструкции, но привело к ухудшению весовых характеристик двигателя в целом (см. журнал "Ежедневник авиации и космической технологии", "Aviation Week, с.21…24, издание на русском языке, осень 1995 г.).It is known to use the counter-rotation of rotors in turbojet engines in both domestic and foreign engines of the 3rd and 4th generation, for example, the counter-rotation of two stages in the engine of a Rolls-Royce RB.193-12 Pegasus engine (see the book "Foreign Aviation and rocket engines ", p. 169, ed. TsIAM, 1971), or the latest 5th generation engine F136 (JSF-F120, see book" Foreign Aircraft Engines ", issue 14, p. 85 ... 91, ed. CIAM, 2005). The use of counter-rotation of cascades of rotors allows for high-speed maneuvering of the aircraft to minimize their gyroscopic moments, which facilitates the piloting and maneuvering of an aircraft with its changing aerodynamic loading and spatial position. However, the use of rotor counter-rotation significantly complicates the design of the bearing lubrication system, gas-air duct seals and the cooling system of the most heated turbine structural elements. The organization of the oil cavities of the inter-shaft bearings of concentric shafts (see RF Patent No. 2074968, IPC 7 F02C 3/04, publ. 03.10.1997) further complicates the design, since the bearings of the inter-shaft bearing rotate in different directions, and additional measures are required to ensure its operability, for example, it is necessary to organize the supply of cooling oil with a lower temperature and a higher flow rate. The organization of the cooling system for the turbine and oil cavities in the domestic R-79V-300 engine with counter-rotation of the rotors for the Yak-141 short take-off and vertical landing aircraft with the front and rear turbine mounts ensured the operability of the design, but led to a deterioration in the weight characteristics of the engine as a whole (see the journal "Diary of Aviation and Space Technology", "Aviation Week, p.21 ... 24, edition in Russian, autumn 1995).

Наиболее близким к предложенному техническому решению является конструкция системы охлаждения турбины и масляных полостей на двигателе ТРДФ EJ200 для новейшего европейского истребителя "Еврофайтер" (см. книгу "Иностранные авиационные двигатели", стр.207…209, выпуск 14, ЦИАМ, 2005 г.). В этом двухвальном двигателе турбина выполнена по схеме "один плюс один" с объединенной опорой турбины низкого (ТНД) и высокого (ТВД) давления с размещением ее внутри соплового аппарата ТНД и рабочими колесами турбины. Такая конструкция наиболее целесообразна для двигателей с противоположным вращением роторов. Однако силовая связь корпуса подшипниковых опор с корпусом соплового аппарата через пустотелые стойки внутри лопаток соплового аппарата и закрепление внутренних колец обойм подшипников на цапфах дисков турбин роторов усложняет конструкцию, так как необходимость обеспечения надежного охлаждения турбины и потребного перепада давления в системе охлаждения и наддува опор подшипников воздухом, отбираемым от компрессора, приводит к усложнению конструкции лабиринтных уплотнений и, как следствие, к увеличению габаритных долевых размеров и веса двигателя в целом.Closest to the proposed technical solution is the design of a turbine and oil cavity cooling system on an EJ200 turbofan engine for the latest European Eurofighter fighter (see the book Foreign Aircraft Engines, p.207 ... 209, issue 14, TsIAM, 2005) . In this twin-shaft engine, the turbine is made according to the “one plus one” scheme with the combined support of the low (high pressure) and high (high pressure) turbine with its placement inside the high pressure turbine nozzle and the turbine impellers. This design is most suitable for engines with opposite rotation of the rotors. However, the power connection of the bearing housing with the nozzle housing through the hollow pillars inside the blades of the nozzle apparatus and the fixing of the inner rings of the bearing race on the axles of the rotor turbine disks complicates the design, since the need to ensure reliable cooling of the turbine and the required pressure drop in the cooling system and pressurization of the bearing support by air taken from the compressor leads to a complication of the design of labyrinth seals and, as a consequence, to an increase in overall fractional dimensions the weight of the engine as a whole.

Задачей изобретения является улучшение удельных параметров двигателя, обеспечение надежной работы двигателя с одновременной минимизацией гироскопических моментов, возникающих в полете летательного аппарата (при маневрировании, разворотах и т.п.).The objective of the invention is to improve the specific parameters of the engine, ensuring reliable operation of the engine while minimizing the gyroscopic moments arising in flight of the aircraft (during maneuvering, turns, etc.).

Указанный технический результат достигается тем, что турбореактивный двигатель с объединенной опорой турбины низкого и высокого давления, содержащий компрессор, камеру сгорания, реактивное сопло, турбины каскадов низкого и высокого давления с роторами, имеющими противоположные направления вращения и укрепленными на своих валах, корпус подшипниковых опор турбин, размещенный между их рабочими колесами в зоне соплового аппарата турбины низкого давления и контактирующий через тела качения опорных подшипников и цапфы с рабочими колесами турбин, а через силовые спицы с наружным корпусом соплового аппарата турбины низкого давления, при этом внутренние кольца обойм опорных подшипников закреплены на корпусе подшипниковых опор турбины, наружное кольцо одного подшипника закреплено на цапфе рабочего колеса турбины высокого давления, снабженного цилиндрической полкой с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха и соединенного через эту цилиндрическую полку с цапфой, а наружное кольцо другого - на цапфе рабочего колеса турбины низкого давления, кроме того, корпус подшипниковых опор своей конической стенкой связан с силовым кольцом цилиндрической обечайки, внешняя сторона которого через фланец соединена с кронштейнами, количество которых равно числу лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, каждый кронштейн закреплен на нижнем конце пустотелой спицы, проходящей внутри каждой лопатки соплового аппарата, а наружный конец каждой спицы закреплен на наружной стенке корпуса соплового аппарата турбины низкого давления, при этом рабочее колесо турбины низкого давления слева от несущего полотна снабжено цилиндрической полкой с отверстиями для прохода охлаждающего воздуха, соединенной с цапфой рабочего колеса турбины низкого давления, на которой крепится передний покрывной диск, справа от несущего полотна диск рабочего колеса турбины низкого давления снабжен цилиндрической Г-образной полкой с отверстиями на фланце для крепления заднего покрывного диска, снабженного лопастями сжатия, обращенными в сторону несущего полотна, и закрепленного на фланце Г-образной полки с образованием щели между поверхностью фланца Г-образной полки и задним покрывным диском для прохода охлаждающего воздуха во внутреннюю полость между несущим полотном и задним покрывным диском, полость соединена с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления, рабочее колесо турбины высокого давления справа от несущего полотна снабжено своим задним покрывным диском, закрепленным на его цапфе, кроме того, задний покрывной диск турбины высокого давления и передний покрывной диск турбины низкого давления снабжены каждый верхней и нижней лабиринтными полками с лабиринтными гребешками, верхняя полка каждого покрывного диска лабиринтными гребешками контактирует с нижней поверхностью стенки соплового аппарата турбины низкого давления, а нижняя полка каждого покрывного диска своими лабиринтными гребешками контактирует с нижней поверхностью цилиндрической обечайки.The specified technical result is achieved in that a turbojet engine with an integrated support for low and high pressure turbines, comprising a compressor, a combustion chamber, a jet nozzle, turbines of cascades of low and high pressure with rotors having opposite directions of rotation and mounted on their shafts, a housing of bearing bearings of turbines located between their impellers in the area of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine and in contact with the impellers through the rolling bodies of the thrust bearings and axles turbines, and through power spokes with the outer casing of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, while the inner rings of the bearings of the support bearings are mounted on the housing of the bearings of the turbine, the outer ring of one bearing is mounted on the axle of the impeller of a high pressure turbine equipped with a cylindrical shelf with holes for supplying cooling air and connected through this cylindrical shelf with a pin, and the outer ring of the other is on the pin of the impeller of the low pressure turbine, in addition, the bearing housing The new supports are connected with their conical wall to the power ring of the cylindrical shell, the outer side of which is connected through the flange to brackets, the number of which is equal to the number of blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, each bracket is mounted on the lower end of the hollow spoke passing inside each blade of the nozzle apparatus, and the outer the end of each spoke is fixed to the outer wall of the nozzle apparatus body of the low pressure turbine, while the impeller of the low pressure turbine is to the left of the sleep bed It is equipped with a cylindrical shelf with holes for the passage of cooling air connected to the axle of the impeller of the low pressure turbine, on which the front cover disk is mounted, to the right of the supporting web, the disk of the impeller of the low pressure turbine is equipped with a cylindrical L-shaped shelf with holes on the flange for mounting the rear cover a disk equipped with compression blades facing the supporting web and fixed to the flange of the L-shaped shelf with the formation of a gap between the surface of the flange of the L-shaped shelf a rear cover disk for the passage of cooling air into the inner cavity between the carrier sheet and the rear cover disk, the cavity is connected to the internal cavities of the cooled working blades of the low pressure turbine, the impeller of the high pressure turbine to the right of the supporting sheet is equipped with its rear cover disk mounted on its axle, in addition, the rear cover plate of the high pressure turbine and the front cover disk of the low pressure turbine are each equipped with an upper and lower labyrinth labyrinth shelves With scallops, the upper shelf of each cover disk with labyrinth combs contacts the lower surface of the wall of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, and the lower shelf of each cover disk with its labyrinth combs contacts with the lower surface of the cylindrical shell.

Сущность изобретения поясняется чертежамиThe invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлена принципиальная схема размещения опор турбины, системы охлаждения турбины, масляных полостей и наддува лабиринтных уплотнений между рабочими колесами турбины низкого и высокого давления турбореактивного двигателя с объединенной опорой турбин и противовращением роторов.Figure 1 presents a schematic diagram of the placement of turbine bearings, turbine cooling systems, oil cavities and pressurization of labyrinth seals between the impellers of a low and high pressure turbine of a turbojet engine with a combined support of the turbines and counter-rotation of the rotors.

На фиг.2 представлено сечение А-А фиг.1.Figure 2 presents a section aa of figure 1.

На фиг.3 представлен элемент I фиг.1.Figure 3 presents the element I of figure 1.

На фиг.4 представлен элемент II фиг.1.Figure 4 presents element II of figure 1.

Турбореактивный двигатель с объединенной опорой турбины низкого и высокого давления содержит компрессор, камеру сгорания, реактивное сопло (на принципиальной схеме не показаны), турбины каскадов низкого 1 и высокого 2 давлений, вал 3 ротора низкого давления, корпус 4 подшипниковых опор, рабочие колеса 5 и 6 турбин низкого и высокого давления соответственно, сопловой аппарат турбины низкого давления 7, тела 8 и 9 качения опорных подшипников, цапфы 10 и 11, корпус 12 соплового аппарата турбины низкого давления, внутренние 13, 14 и наружные 15, 16 кольца обойм опорных подшипников, цилиндрическую полку 17 с отверстиями 18 рабочего колеса 6 турбины 2 высокого давления, коническую стенку 19, силовое кольцо 20 цилиндрической обечайки 21, кронштейны 22, лопатки 23 соплового аппарата турбины низкого давления, пустотелые спицы 24, наружную стенку 25 соплового аппарата 7 турбины 1 низкого давления, диск 26 рабочего колеса турбины 1 низкого давления, цилиндрическую полку 27 с отверстиями 28, покрывной диск 29, цилиндрическую Г-образную полку 30 с отверстиями на фланце для крепления заднего покрывного диска с образованием щели 31 между поверхностью фланца Г-образной полки и заднего покрывного диска 32 с лопастями 33, внутреннюю полость 34, отверстия 35 в ободной части диска, рабочие лопатки 36 турбины 1 низкого давления, диск 37 турбины 2 высокого давления, задний покрывной диск 39 турбины 2 высокого давления с рабочими лопатками 38, лабиринтные полки 40, 41 - нижние и 42, 43 - верхние, нижняя стенка 44 соплового аппарата турбины низкого давления, полость 45, связанную с атмосферой, полость 46 - наддува масляных уплотнений, масляную полость 47, ограниченную крышками 48, 49 на корпусе 4 подшипниковых опор и полками 50, 51 - на цапфах со сквозными отверстиями 52 и 53 в полках, полости 54 и 55 для прохода охлаждающего воздуха сопловых лопаток с выходными щелями 56 и 57.A turbojet engine with a combined support of a low and high pressure turbine contains a compressor, a combustion chamber, a jet nozzle (not shown in the schematic diagram), low 1 and high 2 pressure cascade turbines, a low pressure rotor shaft 3, a housing 4 of bearing bearings, impellers 5 and 6 low and high pressure turbines, respectively, the nozzle apparatus of the low pressure turbine 7, the rolling elements 8 and 9 of the thrust bearings, axles 10 and 11, the housing 12 of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, inner rings 13, 14 and outer rings 15, 16 a pillow of bearings, a cylindrical shelf 17 with holes 18 of the impeller 6 of the high-pressure turbine 2, a conical wall 19, a power ring 20 of the cylindrical shell 21, brackets 22, blades 23 of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, hollow spokes 24, the outer wall 25 of the nozzle apparatus 7 low pressure turbine 1, impeller disk 26 of low pressure turbine 1, cylindrical shelf 27 with holes 28, cover disk 29, cylindrical L-shaped shelf 30 with holes on the flange for mounting the rear cover disk with images the gap 31 between the surface of the flange of the L-shaped flange and the rear cover disk 32 with blades 33, the internal cavity 34, the holes 35 in the rim of the disk, the blades 36 of the low pressure turbine 1, the disk 37 of the high pressure turbine 2, the rear cover disk 39 of the turbine 2 high-pressure blades 38, labyrinth shelves 40, 41 - lower and 42, 43 - upper, lower wall 44 of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, cavity 45 associated with the atmosphere, cavity 46 - pressurized oil seals, oil cavity 47, limited lids 48, 49 on the box the bushes 4 of the bearing supports and shelves 50, 51 - on the trunnions with through holes 52 and 53 in the shelves, cavities 54 and 55 for the passage of cooling air of the nozzle blades with outlet slots 56 and 57.

При размещении опор турбин между каскадами турбин 1 и 2 низкого и высокого давлений в зоне соплового аппарата 7 турбины низкого давления внутренние кольца 13 и 14 опорных подшипников закреплены на статоре - корпусе 4 подшипниковых опор турбины, а наружные кольца 15 и 16 закреплены на полках 50 и 51 цапф 10 и 11 рабочих колес турбины высокого и низкого давления. Цапфа 10 с одной стороны соединена с цилиндрической полкой 17 рабочего колеса 6, с другой - с задним покрывным диском 39 турбины высокого давления 2, на котором расположены верхняя и нижняя лабиринтные полки 42 и 40. Цапфа 11 (вал 3) с одной стороны соединена с цилиндрической полкой 27 рабочего колеса 5, с другой - с передним покрывным диском 29 турбины низкого давления 1, на котором расположены верхняя и нижняя лабиринтные полки 43 и 41. Диск 26 турбины низкого давления 1 снабжен Г-образной полкой 30, на которой закреплен второй задний покрывной диск 32 с лопастями 33 сжатия. Корпус 4 подшипниковых опор снабжен конической стенкой 19 и соединен с силовым кольцом 20 цилиндрической обечайки 21, которое связано с кронштейнами 22, количество которых равно количеству сопловых лопаток 23 соплового аппарата турбины низкого давления 1. Каждый кронштейн 22 соединен с нижним концом силовой пустотелой спицы 24, проходящей внутри лопатки 23 соплового аппарата, а наружный конец пустотелой спицы закреплен на наружной стенке 25 корпуса 12 соплового аппарата турбины низкого давления 1. Нижняя стенка 44, цилиндрическая обечайка 21 и поверхности покрывных дисков 39 и 29 между верхними 42, 43 и нижними 40, 41 лабиринтными полками образуют полость 45, которая через пустотелые спицы 24 соединена с атмосферой и отделена цилиндрической обечайкой 21 и нижними лабиринтными полками 40, 41 от внутренней полости 46 наддува масляных уплотнений корпуса 4 подшипниковых опор турбины. Масляная полость 47 ограничена крышками 48, 49, закрепленными на корпусе подшипниковых опор 4, полками 50, 51 и лабиринтами 58, 59, также находящихся на цапфах 10, 11.When placing the turbine supports between the cascades of low and high pressure turbines 1 and 2 in the area of the nozzle apparatus 7 of the low pressure turbine, the inner rings 13 and 14 of the thrust bearings are mounted on the stator - the casing 4 of the turbine bearings, and the outer rings 15 and 16 are mounted on the shelves 50 and 51 axles 10 and 11 impellers of high and low pressure turbines. The trunnion 10 is connected on one side to the cylindrical shelf 17 of the impeller 6, and on the other, to the rear cover disk 39 of the high pressure turbine 2, on which the upper and lower labyrinth shelves 42 and 40 are located. The trunnion 11 (shaft 3) is connected on one side to a cylindrical shelf 27 of the impeller 5, on the other hand, with the front cover disk 29 of the low pressure turbine 1, on which the upper and lower labyrinth shelves 43 and 41 are located. The disk 26 of the low pressure turbine 1 is equipped with an L-shaped shelf 30, on which the second rear one is fixed 32 blanking disc s 33 compression. The housing 4 of the bearing supports is provided with a conical wall 19 and is connected to the power ring 20 of the cylindrical shell 21, which is connected to the brackets 22, the number of which is equal to the number of nozzle blades 23 of the nozzle apparatus of the low pressure turbine 1. Each bracket 22 is connected to the lower end of the power hollow spoke 24, passing inside the blade 23 of the nozzle apparatus, and the outer end of the hollow spoke is fixed to the outer wall 25 of the housing 12 of the nozzle apparatus of the low pressure turbine 1. The lower wall 44, the cylindrical shell 21 and the surfaces of the cover discs 39 and 29 between the upper 42, 43 and lower 40, 41 labyrinth shelves form a cavity 45, which is connected through the hollow spokes 24 to the atmosphere and is separated by a cylindrical shell 21 and lower labyrinth shelves 40, 41 from the inner cavity 46 of the pressurization of the body oil seals 4 bearing bearings of the turbine. The oil cavity 47 is limited by covers 48, 49 mounted on the bearing housing 4, shelves 50, 51 and labyrinths 58, 59, also located on the pins 10, 11.

Рабочий процесс турбореактивного двигателя общеизвестен. Изменение давления, температуры, скорости воздуха и продуктов сгорания, протекающих по газовоздушному тракту, такой же, как и у всех известных турбореактивных двигателей.The workflow of a turbojet engine is well known. The change in pressure, temperature, air velocity and combustion products flowing through the gas-air duct is the same as that of all known turbojet engines.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. Внешний воздух, сжатый в компрессоре (осевом или центробежном), поступает непрерывным потоком в камеру сгорания, куда одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образующиеся в результате сгорания топлива продукты сгорания протекают через турбину (например, каскады турбины 1 и 2 низкого и высокого давления), приводя во вращения ее ротора, и затем, пройдя через реактивное сопло, вытекают с большой скоростью в атмосферу, в сторону, противоположную направления полета. Потенциальная энергия газов, приобретенная в процессе предварительного сжатия и последующего подвода тепла в процессе сгорания, преобразуется в кинетическую в процессе расширения частично в турбине и частично в реактивном сопле. Часть кинетической энергии газов отдается рабочим колесам 5 и 6 турбины каскадов 1 и 2 низкого и высокого давления, то есть идет на привод компрессора низкого и высокого давления соответственно и часть - для привода вспомогательных агрегатов. Остальная часть энергии (кинетическая и потенциальная) используется для ускорения выходящего потока газа и, тем самым, идет на создание реактивной тяги. Лопатки рабочих колес и сопловых аппаратов турбин низкого и высокого давления спрофилированы таким образом, что при протекании потока газа по проточной части обеспечивается вращение роторов 5 и 6 в противоположных направлениях. При вращения роторов расчетная часть сжатого воздуха из компрессора отбирается и поступает на охлаждение наиболее нагретых конструктивных элементов турбины и на наддув уплотнений опор двигателя. Организованный поток воздуха на охлаждение рабочих лопаток 36 и диска 26 турбины низкого давления и наддув уплотнений опор воздухом осуществляют отбором воздуха из-за компрессора или из его промежуточных ступеней и подводом через вал 3 ротора, и через радиальные отверстия 28 и щель 31 в цилиндрических полках 27, 30 соответственно.The principle of operation of a turbojet engine is as follows. External air, compressed in a compressor (axial or centrifugal), enters a continuous stream into the combustion chamber, where fuel is injected simultaneously through the nozzles. The combustion products resulting from the combustion of fuel flow through the turbine (for example, cascades of turbines 1 and 2 of low and high pressure), leading to the rotation of its rotor, and then, passing through the jet nozzle, flow out with great speed into the atmosphere, in the direction opposite flight. The potential energy of the gases acquired in the process of preliminary compression and subsequent heat input during the combustion process is converted into kinetic energy during the expansion process, partly in the turbine and partly in the jet nozzle. Part of the kinetic energy of the gases is given to the impellers 5 and 6 of the turbine of cascades 1 and 2 of low and high pressure, that is, it goes to the drive of the low and high pressure compressor, respectively, and part to drive auxiliary units. The rest of the energy (kinetic and potential) is used to accelerate the outgoing gas flow and, thereby, is used to create reactive thrust. The blades of the impellers and nozzle apparatus of the low and high pressure turbines are profiled in such a way that when the gas stream flows through the flow part, the rotors 5 and 6 are rotated in opposite directions. When the rotors rotate, the calculated part of the compressed air from the compressor is taken out and supplied to the cooling of the most heated structural elements of the turbine and to pressurization of the seals of the engine mounts. The organized air flow to cool the blades 36 and the disk 26 of the low pressure turbine and pressurize the bearings seals with air is carried out by taking air from the compressor or from its intermediate stages and supplying it through the rotor shaft 3, and through the radial holes 28 and the slot 31 in the cylindrical shelves 27 , 30, respectively.

Установка и крепление внутренних колец 14 и 13 опорных подшипников на статоре - корпусе опор 4, наружных колец 15 и 16 на вращающихся полках 50 и 51 и выбора подачи масла на подшипник, например, под воздействием центробежных сил, является наиболее рациональным по критерию "расход-охлаждаемость" и с точки зрения минимизации пенообразования, что позволяет иметь масляную полость с небольшим объемом зоны отстоя пены, а следовательно, при заданном диаметре вала 3 ТНД позволяет предельно минимизировать посадочный диаметр подшипников 8 и 9, так как исключает организацию кармана для ввода масла, что становится необходимым в случае крепления внутренних колец опорных подшипников на цапфах роторов. При этом цапфа 10 турбины 2 высокого давления выполняется предельно минимальной по диаметру, короткой и менее массивной, что приводит к минимизации окружных скоростей, тепловыделения из подшипников и массы конструкции. Выполненные в полках 50 и 51 сквозные отверстия 52 и 53 с отклонением от оси вращения позволяют обеспечить отвод масла под действием центробежных сил из "глухих" (заподшипниковых) зон в полость 47, которая связана с общим сливом масла.The installation and fastening of the inner rings 14 and 13 of the thrust bearings on the stator - the housing of the bearings 4, the outer rings 15 and 16 on the rotating shelves 50 and 51 and the choice of oil supply to the bearing, for example, under the influence of centrifugal forces, is the most rational according to the criterion of "flow cooling "and from the point of view of minimizing foaming, which allows you to have an oil cavity with a small volume of the zone of sludge foam, and therefore, for a given shaft diameter 3 HPD allows you to minimize the landing diameter of bearings 8 and 9, as an exception There is an organization of a pocket for introducing oil, which becomes necessary if the inner rings of the thrust bearings are mounted on the axles of the rotors. In this case, the axle 10 of the high-pressure turbine 2 is extremely small in diameter, short and less massive, which minimizes peripheral speeds, heat dissipation from the bearings and the mass of the structure. Through holes 52 and 53 made in the shelves 50 and 51 with a deviation from the axis of rotation allow the oil to be drained by centrifugal forces from the “dead” (bearing) zones into the cavity 47, which is associated with a general oil drain.

Связь силовых элементов корпуса 4 подшипниковых опор осуществляется посредством конической стенки 19 с силовым кольцом 20 цилиндрической обечайки 21 и далее кронштейнами 22, каждый из которых соединен с нижним концом соответствующей кронштейну 22 силовой пустотелой спицей 24 (необходимое количество спиц определяется экспериментальным или расчетным путем), проходящей внутри лопатки 23 соплового аппарата 7, и закреплением их наружных концов на наружной стенке 25 корпуса 12 соплового аппарата, что образует силовую схему объединенной опоры ТВД и ТНД. При этом силовые пустотелые спицы 24 своим наружным диаметром по всей длине контактируют с отверстиями в сопловых лопатках 23 по посадке с малым зазором, например 0,01…0,05 мм, и сопловые лопатки 23 при передаче усилий сжатия и изгиба становятся для спиц 24 бандажами и, тем самым, исключают возможность потери устойчивости пустотелых тонкостенных спиц 24 при продольном сжатии. Это обстоятельство дает возможность минимизировать диаметр и толщину спиц 24 и, соответственно, минимизировать хорду сопловых лопаток 23 и расстояния между турбинами высокого и низкого давления и, тем самым, уменьшить массу турбины в целом.The connection of the power elements of the housing 4 of the bearing supports is carried out by means of a conical wall 19 with the power ring 20 of the cylindrical shell 21 and then brackets 22, each of which is connected to the lower end of the corresponding bracket 22 by a power hollow spoke 24 (the required number of spokes is determined experimentally or by calculation), passing inside the blades 23 of the nozzle apparatus 7, and fixing their outer ends on the outer wall 25 of the housing 12 of the nozzle apparatus, which forms a power circuit of the combined support of the fuel assembly and T D. In this case, the power hollow spokes 24 with their outer diameter along the entire length are in contact with the holes in the nozzle blades 23 to fit with a small gap, for example 0.01 ... 0.05 mm, and the nozzle blades 23, when transmitting compression and bending forces, become 24 braces for the spokes and, thereby, exclude the possibility of loss of stability of the hollow thin-walled spokes 24 during longitudinal compression. This circumstance makes it possible to minimize the diameter and thickness of the spokes 24 and, accordingly, minimize the chord of the nozzle blades 23 and the distance between the high and low pressure turbines and, thereby, reduce the weight of the turbine as a whole.

Тепловая изоляция пустотелых спиц 24 (от горячего газа в тракте), по внутренней полости которых проходят охлаждающие среды (масло, воздух для наддува предмаслянных полостей и т.п.), осуществлена за счет теплообмена с воздухом, идущим для охлаждения самих сопловых лопаток 23, внутренняя полость которых раздела на две полости 54 и 55 со своими выходными щелями 56 и 57.The thermal insulation of the hollow spokes 24 (from hot gas in the tract), through the internal cavity of which coolants (oil, air for pressurizing pre-oil cavities, etc.) pass, is carried out by heat exchange with the air going to cool the nozzle vanes 23 themselves, the inner cavity of which is divided into two cavities 54 and 55 with its output slots 56 and 57.

Крепление цапфы 11 (вала 3) слева от диска 26 рабочего колеса 5 турбины низкого давления позволяет минимизировать диаметр втулочной части диска 26. Подвод воздуха на охлаждения диска 26 рабочего колеса 5 с обеих сторон с низкой температурой (отбор сжатого воздуха, например, из-за первых ступеней компрессора) позволяет минимизировать и толщину самого диска 26.The fastening of the pin 11 (shaft 3) to the left of the disk 26 of the impeller 5 of the low pressure turbine allows minimizing the diameter of the sleeve part of the disk 26. Air supply for cooling the disk 26 of the impeller 5 on both sides with a low temperature (selection of compressed air, for example, due to the first stages of the compressor) allows you to minimize the thickness of the disk 26 itself.

Последние две особенности позволяют дополнительно снизить массу рабочего колеса 5 на 10…15%.The last two features can further reduce the weight of the impeller 5 by 10 ... 15%.

Claims

A turbojet engine with a combined support for a low and high pressure turbine, comprising a compressor, a combustion chamber, a jet nozzle, low and high pressure cascade turbines with rotors having opposite directions of rotation and mounted on their shafts, a housing of turbine bearings located between their impellers in the zone of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine and in contact with the impellers of the bearings and the axle in contact with the impellers of the turbines, and through power spokes with the outer casing the low pressure turbine apparatus, while the inner rings of the pillow block of bearings are fixed to the housing of the bearing bearings of the turbine, the outer ring of one bearing is fixed on the axle of the impeller of the high pressure turbine, equipped with a cylindrical shelf with holes for supplying cooling air and connected through this cylindrical shelf with a pin and the outer ring of the other is located on the axle of the impeller of the low pressure turbine, in addition, the housing of the bearing supports is connected with a power conical wall a ring of a cylindrical shell, the outer side of which through a flange is connected to brackets, the number of which is equal to the number of blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, each bracket is mounted on the lower end of the hollow spoke passing inside each blade of the nozzle apparatus, and the outer end of each spoke is fixed on the outer wall of the casing nozzle apparatus of the low pressure turbine, while the impeller of the low pressure turbine to the left of the carrier web is equipped with a cylindrical shelf with openings for passage and cooling air connected to the axle of the impeller of the low pressure turbine, on which the front cover disk is mounted, to the right of the supporting web, the disk of the impeller of the low pressure turbine is equipped with a cylindrical L-shaped shelf with holes on the flange for attaching the rear cover disk equipped with compression blades, facing the carrier web, and fixed on the flange of the L-shaped shelf with the formation of a gap between the surface of the flange of the L-shaped shelf and the rear cover disk for the passage of cooling air into the internal cavity between the carrier web and the rear cover disk, the cavity is connected to the internal cavities of the cooled rotor blades of the low pressure turbine, the impeller of the high pressure turbine to the right of the carrier web is equipped with its rear cover disk mounted on its axle, in addition, the rear cover disk high pressure turbines and the front cover disk of the low pressure turbine are each equipped with upper and lower labyrinth shelves with labyrinth scallops, the upper shelf of each cover dis by means of labyrinth combs it contacts the lower surface of the wall of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, and the lower flange of each cover disk with its labyrinth combs contacts the lower surface of the cylindrical shell.