RU2654156C1 - Power turbine - Google Patents

Power turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2654156C1
RU2654156C1 RU2016152406A RU2016152406A RU2654156C1 RU 2654156 C1 RU2654156 C1 RU 2654156C1 RU 2016152406 A RU2016152406 A RU 2016152406A RU 2016152406 A RU2016152406 A RU 2016152406A RU 2654156 C1 RU2654156 C1 RU 2654156C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
roller bearing
turbine
ring
annular
shaft
Prior art date
Application number
RU2016152406A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Константинович Сычев
Владимир Михайлович Язев
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" filed Critical Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Priority to RU2016152406A priority Critical patent/RU2654156C1/en
Priority to CN201710963673.0A priority patent/CN108252810B/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2654156C1 publication Critical patent/RU2654156C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)

Abstract

FIELD: engine building.
SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engines with a power free turbine. Power turbine comprises a stator with located therein roller bearing and mounted in roller bearing the turbine rotor shaft with turbine disks. Power turbine roller bearing inner ring is mounted on the intermediate bushing, located on the power turbine shaft and fixed axially from the rear by the gas flow side with the shaft mounted nut through the bushing mounted spring ring. Nut is made with the annular, axial rib, directed to the roller bearing, located on the outside from the spring ring. Between the intermediate bushing and the shaft annular slotted cavity is made. On the intermediate bushing of the gas upstream side a labyrinth ring with the labyrinth radial annular combs is installed, as well as adjustment ring located between the labyrinth ring and the roller bearing inner ring. To the adjustment ring outer surface stator flange annular radial rib is facing, with the intermediate annular cavity formation between the labyrinth ring rib and comb, at the outlet connected to the support oil cavity by radial channels.
EFFECT: invention allows to increase the power turbine reliability by reducing the stresses created by the power turbine shaft in the roller bearing inner ring, and also by the eliminating of oil ingress into the turbine air cavities and into the gas path at the turbine reduced operating conditions.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной.The invention relates to gas turbine engines with a power free turbine.

Известна силовая турбина, включающая в себя статор с размещенным в статоре роликоподшипником и ротор с установленным в роликоподшипнике ротором турбины (патент US 6711887, МПК В64С 11/48, опубл. 19.04.2004). Недостатком такой конструкции являются повышенные температурные деформации внутреннего кольца роликоподшипника, что снижает надежность силовой турбины.A known power turbine includes a stator with a roller bearing located in the stator and a rotor with a turbine rotor installed in the roller bearing (patent US 6711887, IPC ВСС 11/48, published on April 19, 2004). The disadvantage of this design is the increased temperature deformation of the inner ring of the roller bearing, which reduces the reliability of the power turbine.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой и принятой за прототип является силовая турбина, включающая в себя статор с роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике ротор турбины (патент US 7437877, МПК F02K 3/04, опубл. 2005-08-18).The closest in design to the claimed and adopted as a prototype is a power turbine, which includes a stator with a roller bearing and a turbine rotor installed in the roller bearing (patent US 7437877, IPC F02K 3/04, publ. 2005-08-18).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за попадания масла в воздушные полости турбины и из-за недостаточного ресурса роликоподшипника силовой турбины вследствие повышенной температурной деформации вала турбины.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the ingress of oil into the air cavity of the turbine and due to the insufficient resource of the roller bearing of the power turbine due to increased temperature deformation of the turbine shaft.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности силовой турбины путем снижения напряжений, создаваемых во внутреннем кольце роликоподшипника валом силовой турбины, а также путем исключения попадания масла в воздушные полости и в газовый тракт турбины на пониженных режимах работы турбины.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the power turbine by reducing the stresses generated in the inner ring of the roller bearing by the shaft of the power turbine, as well as by eliminating the ingress of oil into the air cavities and into the gas path of the turbine at reduced turbine operating conditions.

Технический результат достигается тем, что в силовой турбине, содержащей статор с размещенным в ней роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины, согласно изобретению, внутреннее кольцо роликоподшипника силовой турбины установлено на промежуточной втулке, размещенной на валу силовой турбины и зафиксировано в осевом направлении с задней по потоку газа стороны установленной на валу гайкой через пружинное кольцо, причем гайка выполнена с кольцевым осевым направленным к роликоподшипнику ребром, размещенным с внешней стороны от пружинного кольца, а между промежуточной втулкой и валом выполнена кольцевая щелевая полость; с передней по потоку газа стороны на промежуточной втулке установлено лабиринтное кольцо с радиальными кольцевыми гребешками лабиринта, а также размещенное между лабиринтным кольцом и внутренним кольцом роликоподшипника регулировочное кольцо, к внешней поверхности которого обращено кольцевое радиальное ребро статорного фланца с образованием между ребром и гребешком лабиринтного кольца промежуточной кольцевой полости, соединенной на выходе радиальными каналами с масляной полостью опоры.The technical result is achieved in that in a power turbine containing a stator with a roller bearing located in it and a turbine rotor shaft with turbine disks installed in a roller bearing, according to the invention, the inner ring of the power turbine roller bearing is mounted on an intermediate sleeve located on the shaft of the power turbine and fixed in axial the direction from the back of the gas flow side of the nut mounted on the shaft through the spring ring, and the nut is made with an annular axial directed to the roller bearing ribs Ohm, located on the outer side of the spring ring, and between the intermediate sleeve and the shaft is made an annular gap cavity; a labyrinth ring with radial annular scallops of the labyrinth is installed on the front side of the gas flow side of the gas flow, as well as an adjustment ring located between the labyrinth ring and the inner ring of the roller bearing, the annular radial rib of the stator flange is facing its outer surface with the formation of an intermediate labyrinth ring between the rib and scallop an annular cavity connected at the outlet by radial channels to an oil cavity of a support.

Установка внутреннего кольца роликоподшипника на промежуточную втулку, установленную, в свою очередь, на валу силовой турбины с радиальным зазором, а также осевая фиксация внутреннего кольца роликоподшипника гайкой через пружинное кольцо позволяет компенсировать избыточную радиальную и осевую температурные деформации высокотемпературного вала, повышая таким образом надежность роликоподшипника и газотурбинного двигателя.The installation of the inner ring of the roller bearing on the intermediate sleeve, which, in turn, is mounted on the shaft of the power turbine with a radial clearance, as well as the axial fixing of the inner ring of the roller bearing with a nut through the spring ring, can compensate for the excessive radial and axial temperature deformations of the high temperature shaft, thereby increasing the reliability of the roller bearing and gas turbine engine.

Выполнение между кольцевым радиальным ребром статорного фланца и гребешком лабиринтного кольца промежуточной кольцевой полости, соединенной на выходе радиальными каналами с масляной полостью опоры силовой турбины, позволяет на пониженных режимах работы силовой турбины за счет центробежных сил сбрасывать частицы масла в масляную полость опоры, исключая, таким образом, попадание масла в газовый тракт силовой турбины.The execution between the annular radial rib of the stator flange and the scallop of the labyrinth ring of the intermediate annular cavity connected at the outlet by the radial channels to the oil cavity of the support of the power turbine allows for reduced operating modes of the power turbine due to centrifugal forces to dump oil particles into the oil cavity of the support, thus eliminating , oil entering the gas path of the power turbine.

На фиг. 1 показан продольный разрез силовой турбины;In FIG. 1 shows a longitudinal section through a power turbine;

На фиг. 2 показан продольный разрез роликоподшипника;In FIG. 2 shows a longitudinal section through a roller bearing;

На фиг. 3 показан продольный разрез роликоподшипника.In FIG. 3 shows a longitudinal section through a roller bearing.

Силовая турбина 1 включает в себя статор 2 с опорой 3 с размещенным в ней роликоподшипником 4, во внутреннем кольце 5 которого установлен через промежуточную втулку 6 вал 7 ротора 8 с дисками 9. Роликоподшипник 4 выполнен с роликами 10 и установлен в масляной полости 11 опоры 3. С задней стороны по потоку газа 12 в газовом тракте 13 турбины 1 от внутреннего кольца 5 роликоподшипника 4 на промежуточной втулке 6 установлено пружинное кольцо 14, которое совместно с внутренним кольцом 5 фиксируется в осевом положении установленной на валу 7 гайкой 15, которая выполнена с кольцевым осевым ребром 16, расположенным с внешней стороны от пружинного кольца 14. В окружном направлении гайка 15 относительно вала 6 фиксируется замком 17. С внутренней стороны от внутреннего кольца 5 роликоподшипника 4, между промежуточной втулкой 6 и валом 7 выполнена кольцевая щелевая полость 18.The power turbine 1 includes a stator 2 with a support 3 with a roller bearing 4 located in it, in the inner ring 5 of which is installed through the intermediate sleeve 6 the shaft 7 of the rotor 8 with the disks 9. The roller bearing 4 is made with rollers 10 and installed in the oil cavity 11 of the support 3 . On the back side of the gas flow 12 in the gas path 13 of the turbine 1 from the inner ring 5 of the roller bearing 4, a spring ring 14 is mounted on the intermediate sleeve 6, which together with the inner ring 5 is fixed in the axial position of the nut 15 mounted on the shaft 7, which made with an axial axial rib 16 located on the outer side of the spring ring 14. In the circumferential direction, the nut 15 relative to the shaft 6 is fixed by a lock 17. On the inner side of the inner ring 5 of the roller bearing 4, an annular slot cavity 18 is made between the intermediate sleeve 6 and the shaft 7 .

С передней по потоку газа 12 стороны на промежуточной втулке 6 установлено лабиринтное кольцо 19 с радиальными кольцевыми гребешками 20, а также размещенное между лабиринтным кольцом 19 и внутренним кольцом 5 роликоподшипника 4 регулировочное кольцо 21, к внешней поверхности 22 которого обращено кольцевое радиальное ребро 23 статорного фланца 24 с образованием между ребром 23 и гребешками 20 промежуточной кольцевой полости 25, соединенной на выходе радиальными каналами 26 с масляной полостью 11 опоры 3. Кольцевая полсть 25 отделена от воздушной полости 27 гребешками 20 лабиринтного кольца 19.On the front side of the gas flow 12, a labyrinth ring 19 with radial annular scallops 20 is installed on the intermediate sleeve 6, as well as an adjustment ring 21 located between the labyrinth ring 19 and the inner ring 5 of the roller bearing 4, the outer radial surface 22 of which faces the annular radial rib 23 of the stator flange 24 with the formation between the rib 23 and the combs 20 of the intermediate annular cavity 25, connected at the outlet by radial channels 26 with the oil cavity 11 of the support 3. The annular cavity 25 is separated from the air cavity 27 scallops 20 labyrinth ring 19.

Работает данное устройство следующим образом. При работе силовой турбины 1 вал 7 имеет существенно более высокую температуру по сравнению с температурой внутреннего кольца 5 роликоподшипника 4, что приводит к повышенной радиальной температурной деформации вала 7 по сравнению с температурной деформацией внутреннего кольца 5 роликоподшипника 4. Однако это не приводит к заклиниванию роликоподшипника 4 и к поломке внутреннего кольца 5, так как повышенная радиальная температурная деформация вала 7 парируется кольцевой щелевой полостью 18, расположенной с внутренней стороны от кольца 5. Осевая повышенная температурная деформация вала 7 парируется за счет упругости пружинного кольца 14, что сохраняет осевую фиксацию внутреннего кольца 5 роликоподшипника 4. При монтаже ротора 8 в статор 2 гайка 15 должна перемещаться в осевом направлении под роликами 10 роликоподшипника 4, что могло бы привести к повреждению роликов 10 пружинным кольцом 14. Однако этого не происходит, так как пружинное кольцо 14 прикрыто с внешней стороны осевым кольцевым ребром 16 гайки 15.This device works as follows. During operation of the power turbine 1, the shaft 7 has a significantly higher temperature compared to the temperature of the inner ring 5 of the roller bearing 4, which leads to increased radial temperature deformation of the shaft 7 in comparison with the temperature deformation of the inner ring 5 of the roller bearing 4. However, this does not jam the roller bearing 4 and damage to the inner ring 5, since the increased radial temperature deformation of the shaft 7 is parried by an annular slot cavity 18 located on the inner side of the ring 5. Axis The higher temperature deformation of the shaft 7 is counteracted due to the elasticity of the spring ring 14, which preserves the axial fixation of the inner ring 5 of the roller bearing 4. When mounting the rotor 8 in the stator 2, the nut 15 must move axially under the rollers 10 of the roller bearing 4, which could cause damage rollers 10 with a spring ring 14. However, this does not happen, since the spring ring 14 is covered from the outside by the axial annular rib 16 of the nut 15.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, заявляемого изобретения, позволяет повысить надежность силовой турбины путем снижения напряжений, создаваемых во внутреннем кольце роликоподшипника валом силовой турбины, а также путем исключения попадания масла в воздушные полости и в газовый тракт турбины на пониженных режимах работы турбины.Thus, the implementation of the present invention with the above distinguishing features, together with the known features of the claimed invention, can improve the reliability of the power turbine by reducing the stresses generated in the inner ring of the roller bearing by the shaft of the power turbine, as well as by eliminating the ingress of oil into the air cavities and into the gas turbine path at reduced turbine operating conditions.

Claims (1)

Силовая турбина, содержащая статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины, отличающаяся тем, что внутреннее кольцо роликоподшипника силовой турбины установлено на промежуточной втулке, размещенной на валу силовой турбины и зафиксировано в осевом направлении с задней по потоку газа стороны установленной на валу гайкой через установленное на втулке пружинное кольцо, причем гайка выполнена с кольцевым, осевым, направленным к роликоподшипнику ребром, размещенным с внешней стороны от пружинного кольца, а между промежуточной втулкой и валом выполнена кольцевая щелевая полость; с передней по потоку газа стороны на промежуточной втулке установлено лабиринтное кольцо с радиальными кольцевыми гребешками лабиринта, а также размещенное между лабиринтным кольцом и внутренним кольцом роликоподшипника регулировочное кольцо, к внешней поверхности которого обращено кольцевое радиальное ребро статорного фланца с образованием между ребром и гребешком лабиринтного кольца промежуточной кольцевой полости, соединенной на выходе радиальными каналами с масляной полостью опоры.A power turbine comprising a stator with a roller bearing located therein and a turbine rotor shaft with turbine disks installed in the roller bearing, characterized in that the inner ring of the power turbine roller bearing is mounted on an intermediate sleeve located on the shaft of the power turbine and axially fixed with a rear gas flow the side of the nut mounted on the shaft through the spring ring mounted on the sleeve, and the nut is made with an annular axial rib directed towards the roller bearing placed with Shnei side of the spring ring, and between the intermediate sleeve and the shaft an annular slotted cavity; a labyrinth ring with radial annular scallops of the labyrinth is installed on the front side of the gas flow side of the gas flow, as well as an adjustment ring located between the labyrinth ring and the inner ring of the roller bearing, the annular radial rib of the stator flange is facing its outer surface with the formation of an intermediate labyrinth ring between the rib and scallop an annular cavity connected at the outlet by radial channels to an oil cavity of a support.
RU2016152406A 2016-12-28 2016-12-28 Power turbine RU2654156C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016152406A RU2654156C1 (en) 2016-12-28 2016-12-28 Power turbine
CN201710963673.0A CN108252810B (en) 2016-12-28 2017-10-17 Power turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016152406A RU2654156C1 (en) 2016-12-28 2016-12-28 Power turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2654156C1 true RU2654156C1 (en) 2018-05-16

Family

ID=62152939

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016152406A RU2654156C1 (en) 2016-12-28 2016-12-28 Power turbine

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN108252810B (en)
RU (1) RU2654156C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785900C1 (en) * 2021-04-02 2022-12-14 Мицубиси Хэви Индастриз, Лтд. Gas turbine unit

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2189475C2 (en) * 2000-10-26 2002-09-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Support of gas turbine engine
RU26819U1 (en) * 2002-05-30 2002-12-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" COOLED TURBINE OF TWO-ROTOR GAS-TURBINE ENGINE
US20070028590A1 (en) * 2005-08-02 2007-02-08 Snecma Sealing system for the rear lubricating chamber of a jet engine
RU2513062C1 (en) * 2013-01-09 2014-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Resilient damping support of turbo machine
RU2596899C1 (en) * 2015-09-07 2016-09-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Support of low-pressure compressor of turbomachine

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005226584A (en) * 2004-02-13 2005-08-25 Honda Motor Co Ltd Compressor and gas turbine engine
CN203614232U (en) * 2013-12-12 2014-05-28 中航商用航空发动机有限责任公司 Peripheral sealing cooling structure and aero-engine
CN105863847B (en) * 2016-04-13 2018-05-22 中国科学院工程热物理研究所 A kind of bearing bore axle center aeration structure and the gas-turbine unit with the structure
CN106224100B (en) * 2016-09-02 2018-09-04 中国科学院工程热物理研究所 lantern ring

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2189475C2 (en) * 2000-10-26 2002-09-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Support of gas turbine engine
RU26819U1 (en) * 2002-05-30 2002-12-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" COOLED TURBINE OF TWO-ROTOR GAS-TURBINE ENGINE
US20070028590A1 (en) * 2005-08-02 2007-02-08 Snecma Sealing system for the rear lubricating chamber of a jet engine
RU2513062C1 (en) * 2013-01-09 2014-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Resilient damping support of turbo machine
RU2596899C1 (en) * 2015-09-07 2016-09-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Support of low-pressure compressor of turbomachine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785900C1 (en) * 2021-04-02 2022-12-14 Мицубиси Хэви Индастриз, Лтд. Gas turbine unit

Also Published As

Publication number Publication date
CN108252810B (en) 2020-12-01
CN108252810A (en) 2018-07-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2517992C2 (en) Turbine blade and method of assembly of turbine rotor with such blade
US7465148B2 (en) Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine
JP2017521588A (en) Turbine engine compressor with variable pitch blades
KR100814169B1 (en) Torque tube bearing assembly
US10907649B2 (en) Turbine housing, exhaust turbine, and turbocharger
EP3445951B1 (en) Turbocharger heat shield
JP2009236108A (en) Diffuser-nozzle assembly for turbo machine
WO2016002037A1 (en) Compressor cover, centrifugal compressor, and supercharger, and compressor cover manufacturing method
US9709072B2 (en) Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge
KR20060045627A (en) Compressor housing
US10907541B2 (en) Turbine housing, exhaust turbine, and turbocharger
KR101055231B1 (en) Turbine housing
EP3078861B1 (en) Multi-stage electrically-powered centrifugal compressor
JP7192878B2 (en) Variable displacement turbocharger
RU2654156C1 (en) Power turbine
JP2019094899A (en) Turbine and turbocharger
RU2378517C1 (en) Gas turbine rotor
CA2977699C (en) Housing for bearing cavity in a gas turbine engine
RU2403417C1 (en) Elasto-damper bearing of gas turbine engine
JP2016538483A (en) Turbomachine with shaft sleeve and associated sleeve tube
EP3708844B1 (en) Turbocharger and bearing housing therefor
RU2659694C2 (en) Free power turbine
RU2567892C1 (en) High-pressure compressor stator
RU2513062C1 (en) Resilient damping support of turbo machine
RU2318136C1 (en) Front support of fan of gas-turbine engine