RU2534678C1 - Турбина турбореактивного двигателя - Google Patents
Турбина турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2534678C1 RU2534678C1 RU2013152095/06A RU2013152095A RU2534678C1 RU 2534678 C1 RU2534678 C1 RU 2534678C1 RU 2013152095/06 A RU2013152095/06 A RU 2013152095/06A RU 2013152095 A RU2013152095 A RU 2013152095A RU 2534678 C1 RU2534678 C1 RU 2534678C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- rotor
- labyrinth
- pressure rotor
- flange
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления. Фланец выполнен S-образным в поперечном сечении и расположен с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления и фиксирующего в осевом направлении посредством резьбового хвостовика внутреннее кольцо роликоподшипника ротора высокого давления. Фланец зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта, а в осевом направлении - торцевой поверхностью хвостовика вала ротора высокого давления, с одной стороны, и расположенным на роторном лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны. Передний и задний по потоку газа хвостовики фланца посредством шлицов соединены соответственно с валом ротора высокого давления и роторным лабиринтом. Ответный фланцу лабиринт на валу ротора низкого давления выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и ремонтопригодность турбины турбореактивного двигателя. 3 ил.
Description
Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности.
Известна турбина турбореактивного двигателя, межвальное уплотнение в которой расположено с внутренней стороны от ступицы диска (патент RU №2261350, 27.09.2005, F02C 7/12, 7/06).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность и увеличенный вес, так как ступица диска расположена на увеличенном диаметре.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина турбореактивного двигателя, включающая статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления (патент US №7921634, 12.04.2011, F02K 3/02, 3/072).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных паразитных утечек воздуха в межвальном уплотнении, расположенном на большом диаметре.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и ремонтопригодности турбины турбореактивного двигателя за счет снижения паразитных утечек через межвальное уплотнение и исключения концентраторов напряжения на валу ротора низкого давления в месте установки лабиринта межвального уплотнения.
Указанный технический результат заключается в том, что в турбине турбореактивного двигателя, включающей статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления, фланец выполнен S-образным в поперечном сечении и расположен с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления и фиксирующего в осевом направлении посредством резьбового хвостовика внутреннее кольцо роликоподшипника ротора высокого давления, при этом фланец зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта, а в осевом направлении - торцевой поверхностью хвостовика вала ротора высокого давления, с одной стороны, и расположенным на роторном лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны, причем передний и задний по потоку газа хвостовики фланца посредством шлицов соединены соответственно с валом ротора высокого давления и роторным лабиринтом, при этом ответный фланцу лабиринт на валу ротора низкого давления выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления.
Выполнение фланца межвального уплотнения S-образным в поперечном сечении и расположение его с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления, а также фиксация внутреннего кольца роликоподшипника резьбовым хвостовиком роторного лабиринта позволяет повысить радиальную жесткость фланца и разместить межвальное уплотнение на минимальном диаметре, что способствует снижению паразитных утечек через межвальное уплотнение и повышает надежность турбины.
Фиксация фланца в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта минимизирует радиальное перемещение фланца при работе турбины, что способствует минимизации радиальных зазоров в межвальном уплотнении и снижению паразитных утечек воздуха.
Фиксация фланца в осевом направлении торцевой поверхностью хвостовика вала, с одной стороны, и расположенным на ротором лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны, исключает самопроизвольное осевое перемещение фланца, повышает ремонтопригодность турбины за счет снижения затрат времени при замене фланца и снижает вес турбины.
Соединение фланца шлицами переднего по потоку газа в турбине цилиндрического хвостовика с валом ротора высокого давления исключает перемещение фланца в окружном направлении относительно вала ротора высокого давления в случае взаимного касания фланца и лабиринта межвального уплотнения, что повышает надежность турбины.
Соединение фланца шлицами заднего цилиндрического хвостовика с роторным лабиринтом исключает поворот в окружном направлении роторного лабиринта и внутреннего кольца роликоподшипника относительно вала, что повышает надежность турбины.
Выполнение на валу ротора низкого давления ответного фланцу лабиринта с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления, повышает ремонтопригодность и снижает вес турбины, а также повышает надежность турбины за счет отсутствия концентраторов напряжения на валу ротора низкого давления в месте установки лабиринта межвального уплотнения.
На фиг.1 - изображен продольный разрез турбины турбореактивного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Турбина 1 турбореактивного двигателя состоит из статора 2, а также из ротора 3 высокого давления с валом 4 высокого давления и ротора 5 низкого давления с валом 6 низкого давления, между которыми размещено межвальное уплотнение 7, которое служит для уменьшения паразитных утечек воздуха из межвальной полости 8 повышенного давления в полость 9 пониженного давления. Межвальное уплотнение 7 состоит из S-образного фланца 10, расположенного на валу 4 ротора 3 высокого давления с внутренней стороны роторного лабиринта 11, который совместно со статорными фланцами 12 и 13 служит для уплотнения масляной полости 14 роликоподшипника 15 ротора 3 высокого давления, а также из ответного фланцу 10 лабиринта 16, установленного на валу 6 ротора 5 низкого давления. Роторный лабиринт 11 установлен в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью 17 на хвостовике 18 вала 4 ротора 3 высокого давления и передним по потоку газа 19 в турбине 1 резьбовым хвостовиком 20 фиксирует в осевом направлении установленное на валу 4 внутреннее кольцо 21 роликоподшипника 15. Фланец 10 зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью 17 роторного лабиринта 11, а в осевом направлении - торцевой поверхностью 22 хвостовика 18 вала 4 с одной стороны и с другой стороны - разжимным стопорным кольцом 23, установленным с внутренней стороны на роторном лабиринте 11. Передним (по потоку газа 19) хвостовиком 24 фланец 10 соединен с хвостовиком 18 вала 4 шлицами 25, а задним хвостовиком 26 шлицами 27 соединен с лабиринтом 11, фиксируя таким образом лабиринт 11 относительно вала 4 в окружном направлении. С радиальным зазором ∂ относительно рабочей поверхности 28 фланца 10 на валу 6 ротора 5 низкого давления установлен ответный фланцу 10 лабиринт 16, который выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром 29, пластически деформированным в выемки 30 вала 6 ротора 5 низкого давления, с упором в поверхность 31 выемки 30.
При работе турбины 1 турбореактивного двигателя паразитные утечки воздуха из межвальной полости 8 повышенного давления в полость 9 пониженного давления минимальны, так как межвальное уплотнение 7 расположено на минимальном по сравнению с внутренним кольцом 21 роликоподшипника 15 диаметре.
Claims (1)
- Турбина турбореактивного двигателя, включающая статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления, отличающаяся тем, что фланец выполнен S-образным в поперечном сечении и расположен с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления и фиксирующего в осевом направлении посредством резьбового хвостовика внутреннее кольцо роликоподшипника ротора высокого давления, при этом фланец зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта, а в осевом направлении - торцевой поверхностью хвостовика вала ротора высокого давления, с одной стороны, и расположенным на роторном лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны, причем передний и задний по потоку газа хвостовики фланца посредством шлицов соединены соответственно с валом ротора высокого давления и роторным лабиринтом, при этом ответный фланцу лабиринт на валу ротора низкого давления выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013152095/06A RU2534678C1 (ru) | 2013-11-25 | 2013-11-25 | Турбина турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013152095/06A RU2534678C1 (ru) | 2013-11-25 | 2013-11-25 | Турбина турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2534678C1 true RU2534678C1 (ru) | 2014-12-10 |
Family
ID=53285593
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013152095/06A RU2534678C1 (ru) | 2013-11-25 | 2013-11-25 | Турбина турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2534678C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1129419A (en) * | 1967-07-17 | 1968-10-02 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US5211535A (en) * | 1991-12-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Labyrinth seals for gas turbine engine |
| RU2211345C1 (ru) * | 2001-12-17 | 2003-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU40651U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
| RU2352801C1 (ru) * | 2007-09-07 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| FR2983909A1 (fr) * | 2011-12-13 | 2013-06-14 | Snecma | Enceinte lubrifiee logeant un palier inter-turbine et fermee par un joint a labyrinthe a faible usure |
-
2013
- 2013-11-25 RU RU2013152095/06A patent/RU2534678C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1129419A (en) * | 1967-07-17 | 1968-10-02 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US5211535A (en) * | 1991-12-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Labyrinth seals for gas turbine engine |
| RU2211345C1 (ru) * | 2001-12-17 | 2003-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU40651U1 (ru) * | 2004-06-11 | 2004-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
| RU2352801C1 (ru) * | 2007-09-07 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| FR2983909A1 (fr) * | 2011-12-13 | 2013-06-14 | Snecma | Enceinte lubrifiee logeant un palier inter-turbine et fermee par un joint a labyrinthe a faible usure |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10208615B2 (en) | Seal shoe for a hydrostatic non-contact seal device | |
| JP5192507B2 (ja) | ガスタービンエンジン | |
| EP1577504A1 (en) | Bearing seal with backup device | |
| JP6674763B2 (ja) | 可変静翼操作装置 | |
| US10024183B2 (en) | Gas turbine engine rotor disk-seal arrangement | |
| US10138751B2 (en) | Segmented seal for a gas turbine engine | |
| US10655481B2 (en) | Cover plate for rotor assembly of a gas turbine engine | |
| US11028713B2 (en) | Rotating carbon piston ring seal | |
| US20180223994A1 (en) | Radial coverage piston ring groove arrangement | |
| CN109281944A (zh) | 一种发动机转子支点中深沟球轴承的轴向力预加载结构 | |
| WO2013173054A1 (en) | Flinger oil seal and turbocharger incorporating the same | |
| US11434828B2 (en) | Face seal arrangement for reduced force and pressure | |
| JP2013241932A (ja) | 間隙制御能力を有するターボ機械およびそのシステム | |
| US10280842B2 (en) | Nut with air seal | |
| US9982604B2 (en) | Multi-stage inter shaft ring seal | |
| US9909452B2 (en) | Device for sealing between the coaxial shafts of a turbomachine | |
| RU2310088C2 (ru) | Устройство соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя | |
| CN110878760B (zh) | 用于涡轮机械的密封组件 | |
| RU2534678C1 (ru) | Турбина турбореактивного двигателя | |
| US20170321565A1 (en) | Ingestion seal | |
| US20200032669A1 (en) | Shrouded blade assemblies | |
| CN108252754B (zh) | 自由动力涡轮 | |
| RU2773854C2 (ru) | Проставка с поперечными шпонками, препятствующая вращению | |
| US20140154060A1 (en) | Turbomachine seal assembly and method of sealing a rotor region of a turbomachine | |
| RU122132U1 (ru) | Статор компрессора |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20190923 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |