RU2525383C1 - Turbine support - Google Patents
Turbine support Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525383C1 RU2525383C1 RU2013117676/06A RU2013117676A RU2525383C1 RU 2525383 C1 RU2525383 C1 RU 2525383C1 RU 2013117676/06 A RU2013117676/06 A RU 2013117676/06A RU 2013117676 A RU2013117676 A RU 2013117676A RU 2525383 C1 RU2525383 C1 RU 2525383C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- support
- shaft
- cavity
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to the support of turbines of gas turbine engines of aviation and ground applications.
Известна опора турбины, включающая в себя подшипник с установленным в нем ротором турбины и систему лабиринтных уплотнений, отделяющих воздушные полости от масляных полостей (патент US №6883303, F01D 25/16, 2005 г.).A known turbine support, which includes a bearing with a turbine rotor installed in it and a system of labyrinth seals separating air cavities from oil cavities (US patent No. 6883303, F01D 25/16, 2005).
Недостатком известной конструкции являются повышенные утечки горячего воздуха в масляную полость опоры из-за низкой эффективности лабиринтных уплотнений, что снижает надежность опоры турбины.A disadvantage of the known design is the increased leakage of hot air into the oil cavity of the support due to the low efficiency of the labyrinth seals, which reduces the reliability of the support of the turbine.
Наиболее близкой к заявляемой является опора турбины, включающая в себя подшипник с установленным в нем ротором с диском турбины, а также лабиринтные уплотнения, отделяющие масляную полость опоры от воздушных полостей, окружающих диск турбины (патент US №7921634, F02K 3/02, 3/072, 2011 г.).Closest to the claimed is the turbine support, which includes a bearing with a rotor installed in it with a turbine disk, as well as labyrinth seals that separate the oil cavity of the support from the air cavities surrounding the turbine disk (US patent No. 7921634, F02K 3/02, 3 / 072, 2011).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной теплоотдачи от диска турбины в масляную полость опоры, а также из-за повышенных термических напряжений ближнего к диску со стороны опоры лабиринта.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the increased heat transfer from the turbine disk to the oil cavity of the support, and also due to the increased thermal stresses of the maze that is closest to the disk from the support side.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности опоры турбины путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков, а также в снижении термических напряжений в ближнем к диску турбины лабиринте опоры.The technical result of the claimed invention is to increase the reliability of the turbine support by reducing the heat flux entering the oil cavity of the support, as well as to reduce thermal stresses in the labyrinth of support that is closest to the turbine disk.
Указанный технический результат достигается тем, что в опоре турбины, содержащей подшипник, вал и лабиринт с фланцем между подшипником и диском турбины, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, с внешней стороны фланца лабиринта установлен дополнительный фланец с образованием полости продувки, на входе соединенной с воздушной полостью кожуха вала, а на выходе, через наклонные к оси опоры пазы и каналы в лабиринте и в валу, с внутренней полостью вала, причем пазы от входа к выходу направлены по направлению вращения вала, при этом с внешней стороны дополнительного фланца установлен дефлектор с байонетным креплением внутреннего хвостовика на дополнительном фланце и с образованием щелевой воздушной полости, а ближний к диску турбины лабиринт опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками на рабочей поверхности обода увеличенной толщины, при этом отношение h/δ=1,5…2,5, a D/ Н=20…40, гдеThe specified technical result is achieved by the fact that in the support of the turbine containing the bearing, shaft and a labyrinth with a flange between the bearing and the turbine disk, ACCORDING TO THE INVENTION, an additional flange is installed on the outer side of the labyrinth flange with the formation of a purge cavity at the inlet connected to the air cavity of the shaft casing, and at the exit, through the slopes and channels in the labyrinth and in the shaft, inclined to the axis of the support, with the internal cavity of the shaft, and the grooves from the entrance to the output are directed in the direction of rotation of the shaft, while on the outside a deflector with bayonet fastening of the inner shank on an additional flange and with formation of a slotted air cavity, and the closure labyrinth closest to the turbine disk is made with sealing microcrests on the working surface of the rim of increased thickness, with the ratio h / δ = 1.5 ... 2, 5, a D / N = 20 ... 40, where
h - высота микрогребешка,h is the height of the microcrest,
δ - величина радиального зазора в ближнем к диску лабиринте,δ is the magnitude of the radial clearance in the labyrinth closest to the disk,
D - максимальный диаметр ближнего к диску лабиринта,D is the maximum diameter of the maze closest to the disk,
Н - минимальная толщина обода лабиринта.H - the minimum thickness of the rim of the labyrinth.
Установка с внешней стороны фланца лабиринта дополнительного фланца с образованием полости продувки, на входе соединенной с воздушной полостью кожуха вала, позволяет за счет прокачки охлаждающего воздуха через полость продувки существенно снизить тепловой поток, поступающий в масляную полость опоры, что повышает ее надежность.The installation of an additional flange on the outside of the labyrinth of the labyrinth with the formation of a purge cavity at the inlet connected to the air cavity of the shaft cover allows significantly reducing the heat flux entering the oil cavity of the bearing due to the pumping of cooling air through the purge cavity, which increases its reliability.
Соединение полости продувки на выходе с внутренней полостью вала через наклонные к оси опоры и направленные от входа к выходу воздуха в сторону вращения вала пазы, а также через каналы в лабиринте и в валу позволяет уменьшить осевые габариты лабиринта и уменьшить гидравлическое сопротивление охлаждающего воздуха на входе в каналы лабиринта, что способствует увеличению расхода охлаждающего воздуха через полость продувки и снижает температуру вала между подшипником и диском турбины, повышая таким образом долговечность подшипника опоры.The connection of the purge cavity at the outlet with the inner cavity of the shaft through supports that are inclined to the axis and directed from the inlet to the air outlet in the direction of rotation of the shaft, and also through the channels in the maze and in the shaft reduces the axial dimensions of the maze and reduces the hydraulic resistance of the cooling air at the inlet channels of the labyrinth, which helps to increase the flow of cooling air through the purge cavity and reduces the temperature of the shaft between the bearing and the turbine disk, thereby increasing the durability of the bearing.
Установка с внешней стороны дополнительного фланца дефлектора с образованием щелевой воздушной полости с байонетным креплением внутреннего хвостовика дефлектора на дополнительном фланце снижает тепловые потоки, поступающие в воздушную полость продувки, что способствует снижению температуры вала, а также исключает коробление дополнительного фланца лабиринта из-за разницы температурных деформаций дополнительного фланца и дефлектора.Installation on the outside of the additional deflector flange with the formation of a slotted air cavity with bayonet fastening of the internal deflector shank on the additional flange reduces heat fluxes entering the purge air cavity, which reduces the shaft temperature and also prevents warping of the additional labyrinth flange due to the difference in temperature deformations additional flange and deflector.
Выполнение ближнего к диску турбины лабиринта опоры с увеличенной толщиной обода и с уплотнительными микрогребешками на рабочей поверхности способствует снижению температурных градиентов в ободе лабиринта, уменьшает термические напряжения в ободе и в уплотнительных микрогребешках и препятствует образованию трещин в ободе лабиринта.Performing the support labyrinth closest to the turbine disk with an increased rim thickness and with sealing microcrests on the working surface helps to reduce temperature gradients in the labyrinth rim, reduces thermal stresses in the rim and in sealing microcrests and prevents cracking in the labyrinth rim.
При h/δ<1,5 ухудшается работа лабиринта в случае касания ротора о статор,When h / δ <1.5, the labyrinth's performance worsens if the rotor touches the stator,
при h/δ>2,5 возможно образование трещин на микрогребешках,at h / δ> 2.5, cracking on microcrabs is possible,
при D/H<20 увеличивается вес опоры,when D / H <20, the weight of the support increases
при D/H>40 возможно образование трещин на ободе лабиринта.at D / H> 40, cracks may form on the rim of the maze.
На фиг.1 изображен продольный разрез опоры турбины.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbine support.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
На фиг.3 - вид А на фиг.2.Figure 3 is a view A in figure 2.
На фиг.4 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.Figure 4 - element II in figure 2 in an enlarged view.
Опора 1 турбины состоит из статора 2, в котором установлено наружное кольцо 3 подшипника 4, и ротора 5, на валу 6 которого размещены внутреннее кольцо 7 подшипника 4 и диск 8 турбины.The turbine support 1 consists of a stator 2, in which the outer ring 3 of the bearing 4 is mounted, and a rotor 5, on the
Масляная полость 9 опоры 1 ограничена со стороны диска 8 турбины фланцем 10 лабиринта 11, с внешней стороны которого установлен дополнительный фланец 12 с образованием воздушной полости продувки 13, на входе соединенной с воздушной полостью 14 кожуха вала 15, а на выходе, через наклонные к оси 16 опоры 1 пазы 17 и каналы 18 в лабиринте 11, а также каналы 19 в валу 6, с внутренней полостью 20 вала 6. Пазы 17 от входа 21 к выходу 22 направлены по направлению 23 вращения вала 6, что снижает гидравлические потери при заходе потока 24 охлаждающего воздуха из пазов 17 в каналы 18 лабиринта 11.The oil cavity 9 of the support 1 is bounded on the disk side 8 of the turbine by a flange 10 of the
С внешней стороны дополнительного фланца 12 установлен дефлектор 25 с байонетным креплением 26 внутреннего хвостовика 27 дефлектора 25 с дополнительным фланцем 12 и с образованием щелевой воздушной полости 28.On the outside of the
Поток 29 охлаждающего воздуха повышенного давления, поступающий в полость повышенного давления 30 на охлаждение диска турбины 8, имеет повышенную температуру, и для снижения термических напряжений и предотвращения образования трещин ближний к диску 8 лабиринт 31, отделяющий полость 30 повышенного давления от полости сброса воздуха 32, выполнен с толщиной обода 33 увеличенной толщины и с уплотнительными микрогребешками 34 на рабочей поверхности 35 обода 33.The flow of pressurized cooling air 29 entering the pressurized
Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.
При работе опоры 1 турбины дефлектор 25 с щелевой воздушной полостью 28 существенно снижает тепловые потоки в полость продувки 13 и в масляную полость 9 без увеличения осевых габаритов опоры 1.When the support 1 of the turbine, the
Claims (1)
h - высота микрогребешка,
δ - величина радиального зазора в ближнем к диску лабиринте,
D - максимальный диаметр ближнего к диску лабиринта,
Н - минимальная толщина обода лабиринта. A turbine support comprising a bearing, a shaft and a labyrinth with a flange between the bearing and the turbine disk, characterized in that an additional flange is installed on the outside of the labyrinth flange with the formation of a purge cavity, at the inlet connected to the air cavity of the shaft casing, and at the outlet, through inclined the axis of the support, grooves and channels in the labyrinth and in the shaft, with the internal cavity of the shaft, and the grooves from the entrance to the output are directed in the direction of rotation of the shaft, while a deflector with bayonet mount is installed on the outside of the additional flange m of the inner shank on the additional flange and with the formation of a slotted air cavity, and the labyrinth of the support closest to the turbine disk is made with sealing microcrests on the working surface of the rim of increased thickness, with the ratio h / δ = 1.5 ... 2.5, a D / H = 20 ... 40, where
h is the height of the microcrest,
δ is the magnitude of the radial clearance in the labyrinth closest to the disk,
D is the maximum diameter of the maze closest to the disk,
H - the minimum thickness of the rim of the labyrinth.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013117676/06A RU2525383C1 (en) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Turbine support |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013117676/06A RU2525383C1 (en) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Turbine support |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2525383C1 true RU2525383C1 (en) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355338
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013117676/06A RU2525383C1 (en) | 2013-04-16 | 2013-04-16 | Turbine support |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2525383C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU40651U1 (en) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | GAS-TURBINE ENGINE ROTOR SUPPORT SEALING SYSTEM (OPTIONS) |
| RU2342547C2 (en) * | 2003-08-05 | 2008-12-27 | Снекма Моторс | Low-pressure turbine of gas turbine motor |
| DE102009054007A1 (en) * | 2009-11-19 | 2011-05-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine i.e. flight gas turbine, for engine of e.g. jet, has circular seal element including outer ring at axial side and thread at opposite axial side, where thread of circular seal element is screwed on thread of high pressure shaft |
-
2013
- 2013-04-16 RU RU2013117676/06A patent/RU2525383C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2342547C2 (en) * | 2003-08-05 | 2008-12-27 | Снекма Моторс | Low-pressure turbine of gas turbine motor |
| RU40651U1 (en) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | GAS-TURBINE ENGINE ROTOR SUPPORT SEALING SYSTEM (OPTIONS) |
| DE102009054007A1 (en) * | 2009-11-19 | 2011-05-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine i.e. flight gas turbine, for engine of e.g. jet, has circular seal element including outer ring at axial side and thread at opposite axial side, where thread of circular seal element is screwed on thread of high pressure shaft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3228836B1 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| EP3260718B1 (en) | Squeeze film damper for a rolling bearing of a gas turbine engine with a check-valve in the supply passage | |
| US7465148B2 (en) | Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine | |
| EP2374995B1 (en) | Rear hub cooling for high pressure compressor | |
| RU2504662C2 (en) | Gas turbine engine high-pressure turbine ventilation | |
| US9771830B2 (en) | Housing section of a turbine engine compressor stage or turbine engine turbine stage | |
| EP2325438B1 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
| KR101989548B1 (en) | Turbocharger bearing housing with integrated heat shield | |
| US20110070074A1 (en) | Gas turbine with a shroud and labyrinth-type sealing arrangement | |
| RU2537113C1 (en) | Gas turbine with thermal protection and control method | |
| RU2705319C2 (en) | Turbine assembly of aircraft gas turbine engine | |
| RU2619327C2 (en) | Turbomachine unit | |
| US9476355B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section | |
| WO2007135449A1 (en) | A turbine for a turbocharger | |
| JP5797724B2 (en) | Exhaust gas turbocharger | |
| JP2017129107A (en) | Exhaust frame | |
| RU2525383C1 (en) | Turbine support | |
| CN110344927B (en) | Internal combustion engine | |
| US9488069B2 (en) | Cooling-air guidance in a housing structure of a turbomachine | |
| EP3246522B1 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
| US9657592B2 (en) | Cooling device for a jet engine | |
| RU2451195C1 (en) | Labyrinth seal of turbomachine | |
| RU2470162C1 (en) | High-pressure turbine | |
| RU2507401C1 (en) | Gas turbine engine low-pressure turbine | |
| RU2534684C1 (en) | Turbine of double-circuit gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |