RU2539249C1 - Fan of gas turbine engine - Google Patents
Fan of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539249C1 RU2539249C1 RU2013159043/06A RU2013159043A RU2539249C1 RU 2539249 C1 RU2539249 C1 RU 2539249C1 RU 2013159043/06 A RU2013159043/06 A RU 2013159043/06A RU 2013159043 A RU2013159043 A RU 2013159043A RU 2539249 C1 RU2539249 C1 RU 2539249C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial
- fan
- nut
- bearing
- inner ring
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications.
Известен вентилятор газотурбинного двигателя, рабочее колесо которого установлено на валу вентилятора перед радиально-упорным подшипником (С.А. Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.67, рис.3.11).A known fan of a gas turbine engine, the impeller of which is mounted on the fan shaft in front of an angular contact bearing (S. A. Vyunov, “Design and Design of Aircraft Gas Turbine Engines”, Moscow, “Mechanical Engineering”, 1981, p. 67, Fig. 3.11 )
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за неудовлетворительной смазки подшипника.A disadvantage of the known design is its low reliability due to poor bearing lubrication.
Наиболее близким к заявляемому является вентилятор газотурбинного двигателя высокой степени двухконтурности, масло для смазки радиально-упорного подшипника в котором подается из жиклера непосредственно на подшипник (патент US 6708482, F01D 25/16, 25/28, 5/06).Closest to the claimed one is a fan of a gas turbine engine with a high bypass ratio, oil for lubricating an angular contact bearing in which is supplied from the nozzle directly to the bearing (patent US 6708482, F01D 25/16, 25/28, 5/06).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность газотурбинного двигателя из-за неудовлетворительной смазки радиально-упорного подшипника вентилятора, особенно на режимах выбега ротора вентилятора, а также из-за низкой точности замеров оборотов вентилятора.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the low reliability of the gas turbine engine due to poor lubrication of the angular contact bearing of the fan, especially in the fan rotor coasting modes, and also because of the low accuracy of measuring the fan speed.
Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности вентилятора газотурбинного двигателя путем равномерной подачи масла со стороны внутреннего кольца подшипника, а также путем повышения точности замеров оборотов вентилятора за счет исключения ложных сигналов на индуктивном датчике.The technical result of the claimed design is to increase the reliability of the fan of the gas turbine engine by uniformly supplying oil from the side of the inner ring of the bearing, as well as by increasing the accuracy of measuring the fan speed by eliminating false signals on the inductive sensor.
Указанный технический результат достигается тем, что в вентиляторе газотурбинного двигателя, включающем радиально-упорный подшипник, внутреннее кольцо которого закреплено гайкой с радиальными выступами под ключ на резьбовом хвостовике и жиклер подачи масла на смазку подшипника, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, гайка выполнена с конусным, направленным к оси вентилятора, хвостовиком на наружной поверхности которого установлен в виде радиальных выступов индуктор датчика частоты вращения, а на внутренней поверхности конусного хвостовика с образованием кольцевой полости подвода масла выполнено радиальное кольцевое ребро, при этом полость подвода масла на входе соединена с жиклером, а на выходе - с радиальными каналами во внутреннем кольце подшипника, при этом отношение D/L=3…6, a D/d=1,05…1,2, где:The specified technical result is achieved by the fact that in the fan of the gas turbine engine, comprising an angular contact bearing, the inner ring of which is secured by a nut with turn-key radial protrusions on the threaded shank and an oil supply nozzle for bearing lubrication, ACCORDING TO THE INVENTION, the nut is made with a conical directional axis a fan with a shank on the outer surface of which is mounted in the form of radial protrusions an inductor of a speed sensor, and on the inner surface of the conical shank with an image By using the annular cavity of the oil supply, a radial annular rib is made, while the oil supply cavity at the inlet is connected to the nozzle, and at the exit, to the radial channels in the inner ring of the bearing, with the ratio D / L = 3 ... 6, a D / d = 1 , 05 ... 1,2, where:
D - внутренний диаметр внутреннего кольца радиально-упорного подшипника вентилятора,D is the inner diameter of the inner ring of the angular contact bearing of the fan,
L - осевое расстояние между радиальными выступами индуктора и радиальными выступами резьбового хвостовика гайки,L is the axial distance between the radial protrusions of the inductor and the radial protrusions of the threaded shank of the nut,
d - внутренний диаметр радиального кольцевого ребра на конусном хвостовике гайки.d is the inner diameter of the radial annular rib on the conical shank of the nut.
Установка индуктора датчика частоты вращения в виде радиальных выступов на наружной поверхности конусного хвостовика гайки крепления внутреннего кольца радиально-упорного подшипника на расстоянии L от радиальных выступов резьбовой части гайки позволяет исключить появление ложных сигналов на индуктивном датчике, повышая точность замеров оборотов вентилятора, что в целом повышает его надежность.Installing the inductor of the rotational speed sensor in the form of radial protrusions on the outer surface of the conical shank of the nut of the inner ring of the angular contact bearing at a distance L from the radial protrusions of the threaded part of the nut eliminates the appearance of false signals on the inductive sensor, increasing the accuracy of measuring the fan speed, which generally increases its reliability.
Выполнение радиального кольцевого ребра на внутренней поверхности конусного хвостовика с образованием кольцевой полости подвода масла, соединенной на входе с жиклером, а на выходе с радиальными каналами во внутреннем кольце подшипника позволяет увеличить объем масляной полости, что обеспечивает смазку подшипника маслом из этой полости на режимах выбега ротора вентилятора, что повышает его надежность.The implementation of a radial annular rib on the inner surface of the conical shank with the formation of an annular cavity of the oil supply, connected at the inlet to the nozzle, and at the exit with radial channels in the inner ring of the bearing allows to increase the volume of the oil cavity, which provides lubrication of the bearing with oil from this cavity at the rotor run-out fan, which increases its reliability.
При D/L<3 - излишне увеличивается вес гайки и объем масляной полости, что может привести к коксованию масла и снижению надежности.When D / L <3 - the weight of the nut and the volume of the oil cavity unnecessarily increase, which can lead to coking of the oil and a decrease in reliability.
При D/L>6 - уменьшается объем масляной полости с внутренней стороны хвостовика гайки, что ухудшает надежность радиально-упорного подшипника, ухудшается работа датчика замера частоты вращения из-за появления ложных сигналов.When D / L> 6 - the volume of the oil cavity on the inner side of the nut shank decreases, which degrades the reliability of the angular contact bearing, the speed of the speed measuring sensor deteriorates due to the appearance of false signals.
При D/d<1,05 - уменьшается объем масляной полости с внутренней стороны хвостовика гайки и ухудшается смазка подшипника.When D / d <1.05, the volume of the oil cavity on the inside of the nut shank decreases and the lubrication of the bearing deteriorates.
При D/d>1,2 - увеличивается строительная высота конструкции, что увеличивает вес вентилятора газотурбинного двигателя.When D / d> 1.2 - increases the structural height of the structure, which increases the weight of the fan of the gas turbine engine.
На фиг.1 изображен продольный разрез вентилятора газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a fan of a gas turbine engine.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
Вентилятор 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, на валу 4 которого болтами 5 закреплены рабочее колесо 6 вентилятора и ротор компрессора низкого давления 7. Вал 4 установлен на радиальном 8 и радиально-упорном подшипнике 9, зафиксированном в осевом направлении с помощью гайки 10, которая через кольцевой контровочный замок 11, фиксирующий гайку 10 в окружном направлении с помощью ребра 12, фиксирует своим резьбовым хвостовиком 13 внутреннее кольцо 14 подшипника 9 на валу 4.The fan 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 and rotor 3, on the
Гайка 10 выполнена с конусным, направленным к оси 15 вентилятора 1 хвостовиком 16, на наружной поверхности 17 которого выполнен индуктор 18 в виде радиальных выступов 19, размещенных в одной радиальной плоскости с датчиком 20 частоты вращения. Для повышения надежности датчик размещен в масляной полости 21 подшипника 9, и для исключения появления на датчике 20 ложных сигналов от радиальных выступов 22 под ключ на резьбовом хвостовике 13, которые служат для закручивания гайки 10, выступы 19 индуктора размещены на расстоянии L от выступов 22 резьбового хвостовика 13.The
На внутренней поверхности 23 конусного хвостовика 16 выполнено радиальное ребро 24 с внутренним диаметром d, которое совместно с хвостовиком 16 и валом 4 образует полость 25 подвода масла на подшипник 9. Масло на вход в полость 25 подается жиклером 26, а на выходе полость 25 через промежуточные каналы 27, 28 и 29 соединена с радиальными каналами 30, через которые масло из масляной полости 25 под действием центробежных сил поступает на смазку подшипника 9.On the
Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.
При работе вентилятора 1 газотурбинного двигателя масло из жиклера 26 поступает в полость 25 подвода масла, откуда под действием центробежных сил в зависимости от числа оборотов ротора 3 вентилятора 1, через каналы 27, 28, 29 и 30 равномерно по окружности поступает на смазку подшипника 9.When the fan 1 of the gas turbine engine is running, oil from the nozzle 26 enters the
Так как нагрузка на подшипник зависит от оборотов ротора 3 вентилятора, подача масла на смазку подшипника осуществляется пропорционально нагрузке на него, что повышает его надежность.Since the load on the bearing depends on the speed of the rotor 3 of the fan, the oil is supplied to the bearing lubricant in proportion to the load on it, which increases its reliability.
При снижении оборотов масло в полости 25 накапливается из-за снижения величины центробежных сил, и при выбеге ротора 3 вентилятора накопленное в полости масло расходуется на смазку подшипника 9.With a decrease in speed, the oil in the
Так как выступы 19 индуктора 18 размещены на расстоянии L от выступов 22 резьбового хвостовика 13, индуктивный датчик 20 работает без ложных сигналов, что повышает надежность вентилятора.Since the
Claims (1)
D - внутренний диаметр внутреннего кольца радиально-упорного подшипника вентилятора,
L - осевое расстояние между радиальными выступами индуктора и радиальными выступами резьбового хвостовика гайки,
d - внутренний диаметр радиального кольцевого ребра на конусном хвостовике гайки. A gas turbine engine fan, comprising an angular contact bearing, the inner ring of which is secured by a nut with turn-key radial protrusions on the threaded shank, and an oil supply nozzle for bearing lubrication, characterized in that the nut is made with a taper shank directed to the fan axis on the outer surface which is installed in the form of radial protrusions an inductor of a speed sensor, and on the inner surface of the conical shank with the formation of an annular cavity for supplying oil, a radial an annular rib, while the oil supply cavity at the inlet is connected to the nozzle, and at the exit, to the radial channels in the inner ring of the bearing, and the ratio D / L = 3 ... 6, and D / d = 1.05 ... 1.2 where:
D is the inner diameter of the inner ring of the angular contact bearing of the fan,
L is the axial distance between the radial protrusions of the inductor and the radial protrusions of the threaded shank of the nut,
d is the inner diameter of the radial annular rib on the conical shank of the nut.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013159043/06A RU2539249C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Fan of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013159043/06A RU2539249C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Fan of gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2539249C1 true RU2539249C1 (en) | 2015-01-20 |
Family
ID=53288466
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013159043/06A RU2539249C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Fan of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2539249C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU595556A1 (en) * | 1975-09-12 | 1978-02-28 | Барнаульский Котельный Завод | Shaft bearing |
US4086759A (en) * | 1976-10-01 | 1978-05-02 | Caterpillar Tractor Co. | Gas turbine shaft and bearing assembly |
CA2049181A1 (en) * | 1990-11-16 | 1992-05-17 | Gilbert Herbert Kempinger | Turbine support |
RU2319870C2 (en) * | 2002-10-01 | 2008-03-20 | Снекма Моторс | Antifriction bearing with oil damping |
RU2457155C2 (en) * | 2007-02-14 | 2012-07-27 | Снекма | Oil antiicing system of aircraft turbo-jet engine front cone |
-
2013
- 2013-12-30 RU RU2013159043/06A patent/RU2539249C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU595556A1 (en) * | 1975-09-12 | 1978-02-28 | Барнаульский Котельный Завод | Shaft bearing |
US4086759A (en) * | 1976-10-01 | 1978-05-02 | Caterpillar Tractor Co. | Gas turbine shaft and bearing assembly |
CA2049181A1 (en) * | 1990-11-16 | 1992-05-17 | Gilbert Herbert Kempinger | Turbine support |
RU2319870C2 (en) * | 2002-10-01 | 2008-03-20 | Снекма Моторс | Antifriction bearing with oil damping |
RU2457155C2 (en) * | 2007-02-14 | 2012-07-27 | Снекма | Oil antiicing system of aircraft turbo-jet engine front cone |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10077713B2 (en) | Self-pressurizing film damper | |
US9441541B2 (en) | Oil scoop manifold | |
US9995310B2 (en) | Rotary pump comprising a rotor and delivery elements | |
US9284918B2 (en) | Hybrid exhaust gas turbocharger | |
RU2621854C2 (en) | Gas-turbine engine drive shaft device, gas-turbine engine and aircraft | |
US20160265550A1 (en) | Compressor assembly having a vaneless space | |
RU2017129258A (en) | PUMP INTEGRATION IN THE GEAR TAIL | |
RU2539249C1 (en) | Fan of gas turbine engine | |
RU2310088C2 (en) | Device for connecting shafts of turbine and compressor of gas-turbine engine | |
US20160305331A1 (en) | Turbomachine accessory gearbox equipped with a centrifugal pump | |
RU177740U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY | |
US9004774B1 (en) | Ball bearing system for internal combustion engine turbochargers | |
US20210381435A1 (en) | Power transmission system and gas turbine engine comprising the same | |
US9677421B2 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
RU2349776C2 (en) | Device for lubrication of gas-turbine engine bearing and method for its assembly | |
RU2500932C1 (en) | Turbocompressor bearing | |
RU2513062C1 (en) | Resilient damping support of turbo machine | |
RU2572744C1 (en) | Gas turbine bypass engine | |
US9644487B2 (en) | Fixed turbine engine receiver part comprising an assembly for holding ancillary systems in position inside a fixed hollow shaft | |
RU2346176C1 (en) | Bypass gas turbine engine with fan driven by simple coaxial inner gearing reduction gear | |
RU2560655C1 (en) | Gas turbine engine support | |
RU174575U1 (en) | MULTIPLICATOR CENTRIFUGAL COMPRESSOR | |
RU2507405C1 (en) | Gas turbine engine resilient damping bearing support | |
RU2017128437A (en) | AERODYNAMIC GAS TURBINE ENGINE | |
RU2658163C1 (en) | Device for fixing the lower flange of the blade of transition channel between turbines of high and low pressure |
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 |