RU2470162C1 - Турбина высокого давления - Google Patents
Турбина высокого давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2470162C1 RU2470162C1 RU2011121211/06A RU2011121211A RU2470162C1 RU 2470162 C1 RU2470162 C1 RU 2470162C1 RU 2011121211/06 A RU2011121211/06 A RU 2011121211/06A RU 2011121211 A RU2011121211 A RU 2011121211A RU 2470162 C1 RU2470162 C1 RU 2470162C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bearing
- shaft
- cavity
- labyrinth
- radial
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Турбина высокого давления включает вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником. Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления соединена с внешней кольцевой щелевой полостью через радиальную перфорацию в лабиринте. Внешняя кольцевая щелевая полость расположена между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении. Так же указанная щелевая полость на выходе связана с внутренней кольцевой щелевой полостью через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала. Внутренняя кольцевая щелевая полость расположена между внутренней втулкой и валом и соединена с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска, через радиальные ближние к диску отверстия в валу. Изобретение позволяет повысить надежность турбины высокого давления. 2 ил.
Description
Изобретение относится к турбинам высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина высокого давления, диски ротора которой выполнены с радиальными отверстиями во фланце крепления к валу (Патент РФ №2369746, F01D 5/06, 2009 г.).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как радиальные отверстия во фланце являются концентратором напряжений, что снижает циклическую долговечность диска.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина высокого давления, диск которой фланцевым соединением установлен на валу, размещенном в подшипнике качения, масляная полость которого уплотнена лабиринтными воздушными уплотнениями (Патент США №6763653, F02C 3/067, F02K 3/072, 2004 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных тепловых потоков, поступающих на подшипник качения во время работы турбины.
Массивные диски турбины высокого давления являются также тепловым аккумулятором, интенсивно отдающим накопленное во время работы тепло в подшипниковую опору после остановки газотурбинного двигателя, что вызывает коксование масла в подшипниковой опоре и снижение надежности турбины высокого давления.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины высокого давления путем снижения отдачи тепла от диска ротора к подшипнику за счет организации «петлевой» системы охлаждения вала как на режимах работы турбины высокого давления, так и после ее остановки.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине высокого давления, включающей вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником, согласно изобретению, межлабиринтная воздушная полость повышенного давления через радиальную перфорацию в лабиринте соединена с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, указанная щелевая полость на выходе через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала связана с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом и соединенной через радиальные ближние к диску отверстия в валу с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска.
Соединение межлабиринтной воздушной полости повышенного давления через радиальную перфорацию с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, позволяет осуществить вначале интенсивное струйное, а затем конвективное охлаждение внешней поверхности вала, уменьшая тем самым тепловые потоки, идущие к подшипнику от нагретого до высокой температуры диска.
Соединение указанной щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к подшипнику отверстия вала с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом, позволяет с помощью радиальных отверстий уменьшить тепловые потоки, идущие по центральной части вала, и обеспечивает интенсивное охлаждение внутренней поверхности вала.
Во внутренней щелевой полости охлаждающий воздух движется навстречу тепловому потоку, идущему от диска к подшипнику, что также улучшает охлаждение вала. Соединение внутренней щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к диску отверстия с воздушной полостью низкого давления, позволяет уменьшить тепловой поток, поступающий по центральной части вала к щелевым полостям.
Заявляемая конструкция турбины позволяет организовать «петлевую» систему охлаждения вала на режимах работы и после ее остановки.
После остановки турбины высокого давления ближайшие к диску и ближние к подшипнику радиальные отверстия в валу создают дополнительное сопротивление тепловому потоку, идущему по валу от диска к подшипнику, что исключает коксование масла в масляной полости подшипника качения.
На фиг.1 показан продольный разрез турбины высокого давления, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из диска 2, фланцевым соединением 3 установленного на валу 4, который в свою очередь размещен в подшипнике качения 5 опоры турбины 6, масляная полость 7 которой отделена от воздушной полости 8 низкого давления расположенными между диском 2 и подшипником 5 лабиринтными воздушными уплотнениями 9.
Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления 10 лабиринтного уплотнения 9 на выходе через радиальную перфорацию 11 в лабиринте 12 соединена с внешней кольцевой щелевой полостью 13 между лабиринтом 12 и наружной поверхностью 14 вала 4 со стороны подшипника 5 в радиальном направлении и между диском 2 и подшипником 5 в осевом направлении.
Внешняя щелевая полость 13 и на выходе через ближние к подшипнику 5 радиальные отверстия 15 вала 4 связана с внутренней щелевой кольцевой полостью 16 между внутренней втулкой 17 и внутренней поверхностью 18 вала 4. Внутренняя щелевая кольцевая полость 16 на выходе через ближние к диску 2 радиальные отверстия 19 вала 4 соединена через каналы 20 с воздушной полостью низкого давления 8, расположенной со стороны диска 2.
Утечки масла из масляной полости 7 исключаются за счет наддува лабиринтного уплотнения 21 воздухом повышенного давления из межлабиринтной воздушной полости 10.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе турбины 1 высокого давления охлаждающий воздух проходит через радиальную перфорацию 11 лабиринта 12 вдоль внешней кольцевой щелевой полости 13, через радиальные отверстия 15 попадает во внутреннюю кольцевую полость 16, затем - в радиальные отверстия 19 и выходит через каналы 20 в воздушную полость 8 низкого давления. Таким образом формируется «петлевая» система охлаждения участка вала 4 между диском 2 и подшипником качения 5 (показана стрелками на фиг.2), которая охлаждает вал 4 и уменьшает тепловые потоки от диска 2 под действием перепада давления между воздушными полостями 10 и 8, что повышает надежность подшипника 5.
После остановки турбины 1 ближний к диску 2 ряд радиальных отверстий 19 и ближний к подшипнику 5 ряд радиальных отверстий 15 в валу 4 создает дополнительное сопротивление потоку тепла от диска 2 к подшипнику 5, что уменьшает нагрев подшипника 5 после остановки турбины 1 и повышает ее надежность.
Claims (1)
- Турбина высокого давления, включающая вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником, отличающаяся тем, что межлабиринтная воздушная полость повышенного давления через радиальную перфорацию в лабиринте соединена с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, указанная щелевая полость на выходе через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала связана с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом и соединенной через радиальные ближние к диску отверстия в валу с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011121211/06A RU2470162C1 (ru) | 2011-05-25 | 2011-05-25 | Турбина высокого давления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011121211/06A RU2470162C1 (ru) | 2011-05-25 | 2011-05-25 | Турбина высокого давления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011121211A RU2011121211A (ru) | 2012-11-27 |
RU2470162C1 true RU2470162C1 (ru) | 2012-12-20 |
Family
ID=49254619
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011121211/06A RU2470162C1 (ru) | 2011-05-25 | 2011-05-25 | Турбина высокого давления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2470162C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2518723C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение турбины |
RU2532458C1 (ru) * | 2013-09-09 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбомашины |
RU195191U1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-01-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Масляный картер газотурбинного двигателя |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU1810694C (ru) * | 1991-03-05 | 1993-04-23 | Научно-Производственное И Коммерческое Предприятие "Пик" Научно-Производственного Объединения "Сопо" | Лабиринтное уплотнение вращающегос вала |
RU2039872C1 (ru) * | 1991-07-05 | 1995-07-20 | Пермское научно-производственное объединение "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашины |
RU2151885C1 (ru) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Уплотнительное устройство газотурбинного двигателя |
RU2168089C2 (ru) * | 1999-02-22 | 2001-05-27 | ОАО "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение |
RU2170865C1 (ru) * | 1999-11-01 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Торцовое уплотнение |
US6763653B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
-
2011
- 2011-05-25 RU RU2011121211/06A patent/RU2470162C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU1810694C (ru) * | 1991-03-05 | 1993-04-23 | Научно-Производственное И Коммерческое Предприятие "Пик" Научно-Производственного Объединения "Сопо" | Лабиринтное уплотнение вращающегос вала |
RU2039872C1 (ru) * | 1991-07-05 | 1995-07-20 | Пермское научно-производственное объединение "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашины |
RU2151885C1 (ru) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Уплотнительное устройство газотурбинного двигателя |
RU2168089C2 (ru) * | 1999-02-22 | 2001-05-27 | ОАО "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение |
RU2170865C1 (ru) * | 1999-11-01 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Торцовое уплотнение |
US6763653B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2518723C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение турбины |
RU2532458C1 (ru) * | 2013-09-09 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбомашины |
RU195191U1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-01-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Масляный картер газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011121211A (ru) | 2012-11-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10400675B2 (en) | Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine | |
US11255272B2 (en) | Shield for arranging between a bearing and a rotating seal element | |
CA2870779C (en) | Surface cooler support mechanism | |
US10233762B2 (en) | Cooled seal assembly for arranging between a stator and a rotor | |
US10196911B2 (en) | Assembly for sealing a gap between components of a turbine engine | |
EP2959177B1 (en) | Rolling element bearing configured with a gutter and one or more fluid passages | |
JP6223111B2 (ja) | ガスタービン | |
US20160251962A1 (en) | Gas turbine | |
US9599161B2 (en) | Rolling element bearing configured with a channel | |
JP5101328B2 (ja) | 軸流圧縮機およびこれを用いたガスタービン、ならびに抽気空気の冷却および熱回収方法 | |
RU2470162C1 (ru) | Турбина высокого давления | |
US10167722B2 (en) | Disk outer rim seal | |
US10718213B2 (en) | Dual cooling airflow to blades | |
RU2534684C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
RU2506436C2 (ru) | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2525383C1 (ru) | Опора турбины |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |