RU2692511C1 - Gas turbine engine support assembly - Google Patents
Gas turbine engine support assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2692511C1 RU2692511C1 RU2018126250A RU2018126250A RU2692511C1 RU 2692511 C1 RU2692511 C1 RU 2692511C1 RU 2018126250 A RU2018126250 A RU 2018126250A RU 2018126250 A RU2018126250 A RU 2018126250A RU 2692511 C1 RU2692511 C1 RU 2692511C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- graphite
- bearing
- cooling
- air
- cloud
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C27/00—Elastic or yielding bearings or bearing supports, for exclusively rotary movement
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C33/00—Parts of bearings; Special methods for making bearings or parts thereof
- F16C33/30—Parts of ball or roller bearings
- F16C33/66—Special parts or details in view of lubrication
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и энергетического машиностроения, преимущественно к системам смазки и охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей и может быть использована для увеличения эффективности смазки и охлаждения подшипников, например, высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей, где применение охлаждения масло-воздушной смесью не представляется возможным, вследствие специфичных условий работы, таких как работа, в агрессивной газовой среде или применение в спецтехнике, где не допускается попадание масла в проточную полость.The invention relates to the field of aircraft engine building and power engineering, mainly to lubrication and cooling systems for bearing supports of gas turbine engines and can be used to increase the efficiency of lubrication and cooling of bearings, for example, high-temperature aircraft gas turbine engines, where the use of cooling with an oil-air mixture is not possible due to specific working conditions, such as work in an aggressive gas environment or use in special equipment, where allowed oil from entering into the flow cavity.
Известен узел опоры газотурбинного двигателя (патент РФ №172603 МПК F16C 27/00, опубл. 14.07.2017) содержащий корпус, шарикоподшипник с наружным и внутренним кольцами, при этом с обоих торцов шарикоподшипника образованы полости, содержащие смазку, в одной из полостей расположено графитовое кольцо, которое с одной торцевой стороны сопряжено при помощи осевой пружины и направляющего штифта с крышкой, размещенной в корпусе опоры, а с другой стороны упирается в выступ втулки, установленной на валу. Недостатками известной конструкции является то, что невозможно подобрать требуемую скорость износа графитового кольца, вследствие нестабильности шероховатости. При этом, надежность подвода смазки резко снижается в течение требуемого ресурса. Продукты износа из зоны трения не удаляются.Known support node gas turbine engine (RF patent No. 172603 IPC F16C 27/00, publ. 07/14/2017) comprising a housing, a ball bearing with outer and inner rings, while at both ends of the ball bearing are formed cavities containing lubricant, in one of the cavities graphite is located a ring that is connected to one side by means of an axial spring and a guide pin with a lid housed in the housing of the support, and on the other hand rests against the protrusion of the sleeve mounted on the shaft. The disadvantages of the known design is that it is impossible to choose the desired rate of wear of the graphite ring, due to the instability of the roughness. In this case, the reliability of the supply of lubricant is sharply reduced for the required resource. Wear products from the friction zone are not removed.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретения, является обеспечение надежной работы опоры газотурбинного двигателя и, следовательно, всего двигателя, работающего в специфичных условиях в течение длительного времени, путем обеспечения стабильных условий смазки и охлаждения подшипника, за счет создания и циркуляции пылевого графитового облака по изолированной траектории вокруг подшипника.The technical result, the achievement of which the invention is directed, is to ensure reliable operation of the support of the gas turbine engine and, consequently, the entire engine operating in specific conditions for a long time, by ensuring stable conditions for lubrication and cooling of the bearing, by creating and circulating a dust graphite cloud isolated path around the bearing.
Дополнительным техническим решением является дросселирование потока графитовой пылевой смеси на входе в подшипник.An additional technical solution is throttling the flow of graphite dust mixture at the entrance to the bearing.
Технический результат достигается тем, что в узле опоры газотурбинного двигателя, содержащем корпус, шарикоподшипник с наружным и внутренним кольцами, установленный на полом валу ротора, в стенках которого выполнены отверстия, при этом торцевые поверхности внутреннего кольца сопряжены с втулками, также установленные на полом валу ротора, а с обоих торцов шарикоподшипника, при помощи крышки и стенок корпуса, образованы входная и выходная полости, содержащие графитовую смазку, в отличие от известного в стенке крышки выполнены специальные отверстия для восполнения графитом воздушно - графитовой смеси и продувки полостей, в стенках корпуса шарикоподшипника выполнены пазы для прохождения охлаждающего воздуха, во входной полости на входе в подшипник расположена диафрагма, содержащая элемент организации, дросселирования и охлаждения пылевого графитового облака, а в выходной полости на выходе из подшипника расположен элемент для создания и циркуляции пылевого графитового облака и охлаждения воздуха на входе в подшипник, при этом во входной полости между втулкой и корпусом и в выходной полости между втулкой и крышкой установлены с зазорами комбинированные уплотнения для стравливания излишков воздуха. Элемент для создания и циркуляции пылевого графитового облака и охлаждения воздуха на входе в подшипник выполнен в виде импеллера с профилированными лопатками. Элемент организации, охлаждения и дросселирования пылевого графитового облака выполнен в виде отверстий.The technical result is achieved by the fact that in the support assembly of a gas turbine engine comprising a housing, a ball bearing with outer and inner rings, mounted on the hollow shaft of the rotor, in the walls of which holes are made, while the end surfaces of the inner ring are associated with bushings, also mounted on the hollow shaft of the rotor , and with both ends of the ball bearing, with the help of the cover and the walls of the housing, the input and output cavities containing graphite grease are formed, in contrast to the known cover in the wall of the cover, special the holes for replenishing the air - graphite mixture with graphite and purging the cavities, grooves for passing the cooling air are made in the walls of the ball bearing housing; cooling diaphragm containing the element of organization, throttling and cooling the graphite dust cloud is in the inlet cavity, and in the outlet cavity from the bearing there is an element for creating and circulating a graphite dust cloud and cooling the air at the entrance to the bearing, while in the entrance cavity between the sleeve and the housing and in the exit cavity between the sleeve and the lid, a combined seal is installed with gaps to vent excess air. The element for creating and circulating a graphite dust cloud and cooling the inlet air is made in the form of an impeller with profiled blades. The element of organization, cooling and throttling of a graphite dust cloud is made in the form of holes.
Заявленное решение поясняется чертежами, на которых изображено:The claimed solution is illustrated by drawings, which depict:
фиг. 1 - конструкция узла опоры вала ГТД в разрезе;FIG. 1 - section design of the shaft support for the CCD;
фиг. 2 - конструкция узла опоры вала ГТД в разрезе с указанием направления циркуляции пылевого графитового облака вокруг подшипника;FIG. 2 - construction of the assembly unit for the GTE shaft support in section, indicating the direction of circulation of the dust graphite cloud around the bearing;
фиг. 3 - вид А;FIG. 3 - view A;
фиг. 4 - вид Б;FIG. 4 - type B;
фиг. 5 - конструкция узла опоры вала ГТД в разрезе с указанием направления охлаждающего потока воздуха, направленного на охлаждение внутреннего кольца подшипника;FIG. 5 - construction of the assembly unit for the GTE shaft support in section, with indication of the direction of the cooling air flow directed at cooling the inner ring of the bearing;
фиг. 6 - конструкция узла опоры вала ГТД в разрезе с указанием направления охлаждающего потока воздуха, направленного на охлаждение внешнего кольца подшипника.FIG. 6 - construction of the assembly unit for the GTE shaft support in section, with indication of the direction of the cooling air flow directed towards cooling the outer ring of the bearing.
Узел опоры газотурбинного двигателя (фиг. 1) содержит корпус 1, шарикоподшипник 2 с наружным 3 и внутренним 4 кольцами, установленный на полом валу 5 ротора, в стенках которого выполнены отверстия 6, необходимые для обеспечения охлаждения его внутреннего кольца 4. Торцевые поверхности внутреннего кольца сопряжены с втулками 7 и 8, также установленные на полом валу 5 ротора, а с обоих торцов шарикоподшипника, при помощи крышки 9 и стенок корпуса, образованы входная 10 и выходная 11 полости, содержащие графитовую смазку. В выходной полости 11 расположен импеллер 12, который необходим для обеспечения циркуляции пылевого графитового облака и создания зоны локального разряжения воздуха перед подшипником 2. Во входной полости 10 расположена диафрагма 13 с выполненными отверстиями 14 и 15, необходимые для организации, охлаждения и дросселирования пылевого графитового облака. В полостях 10 и 11 установлены уплотнения вращающего вала комбинированного типа, включающее в себя импеллерные уплотнения 16 и 17, препятствующие расходованию графитового порошка в подшипниковой опоре, и маслосгонную резьбу 18. Для эффективной работы данной схемы, импеллерные уплотнения 16 и 17 должны быть идентичны. В корпусе подшипника 1 выполнены пазы 19, для прохождения графитовой смеси над верхним кольцом 3 подшипника. К корпусу 1 присоединена крышка 9 с коллектором трубопроводов 20 для прохода охлаждающего воздуха над верхним кольцом подшипника 3 и над пазами 19. В крышке подшипника 9 располагаются два отверстия с присоединенными трубопроводами 21, необходимые для восполнения в ходе работы и полной замены графитового порошка, а также для продувки полостей.The gas turbine engine support assembly (Fig. 1) includes a housing 1, a ball bearing 2 with an outer 3 and an inner 4 ring, mounted on the rotor's
Узел опоры газотурбинного двигателя работает следующим образом.Site support gas turbine engine works as follows.
Перед началом работы в полость 11 за подшипником 2 через отверстия 21 в стенке крышки 9 подается графитовый порошок. Далее, при увеличении частоты вращения вала 5 начинает вращаться импеллер 12, который создает в полости 11 пылевое графитовое облако, а также уплотнения импеллерного типа 16 и 17, которые удерживают графитовое облако во внутренней замкнутой полости вокруг подшипника 2. При работе, пылевое графитовое облако через пазы 19 в корпусе 1 подшипника 2 попадает через профилируемые отверстия 15 в диафрагме 13 в полость 10 на входе в подшипник 2. Далее, графитовая смесь проходит через дросселирующие отверстия 14 в диафрагме 13, где поток воздушно-графитовой смеси достигает максимального снижения температуры за счет специально подобранного диаметра дросселирующих отверстий, поступает в подшипник 2 и обратно в полость 11, тем самым создается непрерывная циркуляции пылевого графитового облака, при помощи которого, происходит смазка, удаление продуктов износа и эффективное охлаждение подшипника 2 опоры газотурбинного двигателя, работающего в специфических условиях, где применение масляной системы охлаждения невозможно. Количество графита, подаваемого в полость 11 за подшипником 2 рассчитывается из условий эксплуатации двигателя. Перед началом последующего цикла, полости 10 и 11 продуваются через специальные отверстия 12, выполненные в стенке 9, после чего восполняют запас графита через те же отверстия 21. При необходимости, восполнение графитовой массы и продувка возможны и в работе газотурбинного двигателя.Before starting work, graphite powder is fed into the
В результате, при работе газотурбинного двигателя в узел опоры осуществляется непрерывный подвод, непосредственно в зону трения, графитового порошка и охлаждение потока воздуха, проходящего через подшипник. На выходе из подшипника установлен импеллер, который обеспечивает циркуляцию пылевого графитового облака и создает разряжение воздуха в зоне установки подшипника. На корпусе подшипника выполнены пазы для прохождения графитовой смеси над верхним кольцом подшипника. В диафрагме выполнены дроссельные отверстия для организации дросселирования и охлаждения потока воздушно-графитовой пыли на входе в подшипник. Восполнение графитового порошка и продувка полостей при замене графитового порошка осуществляется через коллектор трубопроводов. Уплотнение вращающего вала комбинированного типа, включающее в себя импеллерные уплотнения, которые препятствует расходованию графитового порошка в подшипниковой опоре, выполняя роль пылезащитного устройства.As a result, during operation of the gas turbine engine, a graphite powder is directly supplied to the support assembly, directly into the friction zone, of graphite powder and cooling the flow of air passing through the bearing. At the exit of the bearing, an impeller is installed, which circulates a dusty graphite cloud and creates an air vacuum in the installation area of the bearing. On the bearing housing there are grooves for the passage of graphite mixture over the upper bearing ring. In the diaphragm made throttle holes for throttling and cooling the flow of air-graphite dust at the entrance to the bearing. Replacement of graphite powder and purging of cavities when replacing graphite powder is carried out through the manifold of pipelines. The seal of the rotating shaft of the combined type, which includes impeller seals, which prevents the expenditure of graphite powder in the bearing support, acting as a dust protection device.
Таким образом, предложенная конструкция узла опоры газотурбинного двигателя обеспечивает возможность эффективной смазки и охлаждения подшипника опоры газотурбинного двигателя, позволяет уменьшить тепловыделения в рабочих зонах подшипника, что снижает теплонапряженность опоры газотурбинного двигателя в результате равномерного задросселированного подвода пылевого графитового облака к подшипнику и циркуляции пылевого графитового облака по замкнутому контуру без потерь. Изобретение обеспечивает многорежимность работы узла опоры ротора двигателя в условиях высоких температур окружающих деталей в специфичных условиях, где применение масляной смазки не предоставляется возможным.Thus, the proposed design of the gas turbine engine support assembly enables efficient lubrication and cooling of the bearing of the gas turbine engine support, allows to reduce heat generation in the bearing working areas, which reduces the thermal stress of the gas turbine engine support as a result of uniformly throttled supply of a dust graphite cloud to the bearing and circulation of the dust graphite cloud over lossless closed loop. The invention provides multi-mode operation of the engine rotor support unit in high-temperature conditions of surrounding parts in specific conditions where the use of oil lubrication is not possible.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018126250A RU2692511C1 (en) | 2018-07-16 | 2018-07-16 | Gas turbine engine support assembly |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018126250A RU2692511C1 (en) | 2018-07-16 | 2018-07-16 | Gas turbine engine support assembly |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2692511C1 true RU2692511C1 (en) | 2019-06-25 |
Family
ID=67038203
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018126250A RU2692511C1 (en) | 2018-07-16 | 2018-07-16 | Gas turbine engine support assembly |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2692511C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB991356A (en) * | 1963-06-21 | 1965-05-05 | Williams Res Corp | Improvements in or relating to gas turbine jet engines |
RU2383790C1 (en) * | 2008-11-24 | 2010-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine support |
RU126056U1 (en) * | 2012-09-24 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY |
RU172603U1 (en) * | 2016-11-02 | 2017-07-14 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | ROTOR SUPPORT WITH GREASE LUBRICANT |
RU177740U1 (en) * | 2017-04-28 | 2018-03-07 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY |
-
2018
- 2018-07-16 RU RU2018126250A patent/RU2692511C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB991356A (en) * | 1963-06-21 | 1965-05-05 | Williams Res Corp | Improvements in or relating to gas turbine jet engines |
RU2383790C1 (en) * | 2008-11-24 | 2010-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine support |
RU126056U1 (en) * | 2012-09-24 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY |
RU172603U1 (en) * | 2016-11-02 | 2017-07-14 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | ROTOR SUPPORT WITH GREASE LUBRICANT |
RU177740U1 (en) * | 2017-04-28 | 2018-03-07 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR100921764B1 (en) | Machine with improved bearing lubrication | |
US7562519B1 (en) | Gas turbine engine with an air cooled bearing | |
US4190398A (en) | Gas turbine engine and means for cooling same | |
EP2920444B1 (en) | Turbine engine cooling system with an open loop circuit | |
WO2016136482A1 (en) | Oilless compressor | |
US20040182085A1 (en) | Combustion chamber | |
US9803493B2 (en) | Turbine bearing and seal assembly for a turbocharger | |
CN111919052B (en) | Wind turbine drive train component with low friction radial shaft seal | |
US4073596A (en) | Lubricant cooling for high-speed pitot pump | |
US20190284992A1 (en) | Cooling and Lubrication System for a Turbocharger | |
US20160097293A1 (en) | Compressor seal assembly for a turbocharger | |
US3248880A (en) | Gas turbine engine lubrication means | |
EP3318729A1 (en) | Apparatus and method for providing fluid to a bearing damper | |
RU2692511C1 (en) | Gas turbine engine support assembly | |
US11336151B2 (en) | Fluid cooling of grease-packed bearings | |
US2804280A (en) | Turbine bearing lubrication system | |
CN214661582U (en) | Connecting structure of transmission shaft sleeve and oil pump integrated with complex oil duct | |
RU177740U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY | |
US3179328A (en) | Turbo-compressors | |
CN109736951B (en) | Bearing lubricating and sealing system of rotor system of micro gas turbine | |
JP2014152634A (en) | Supercharger | |
CN109707849A (en) | A kind of oil retainer structure | |
US5848845A (en) | Configuration of lubrication nozzle in high speed rolling-element bearings | |
RU185220U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE SUPPORT ASSEMBLY | |
JP2015028323A (en) | Steam turbine system and steam turbine power generation plant |