RU2742849C1 - Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя - Google Patents
Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2742849C1 RU2742849C1 RU2020108569A RU2020108569A RU2742849C1 RU 2742849 C1 RU2742849 C1 RU 2742849C1 RU 2020108569 A RU2020108569 A RU 2020108569A RU 2020108569 A RU2020108569 A RU 2020108569A RU 2742849 C1 RU2742849 C1 RU 2742849C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spring
- radial
- bearing
- possibility
- rotor
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (далее ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах. Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиальный роликовый подшипник, внутреннее кольцо которого установлено на валу ротора низкого давления, а наружное кольцо - в конической шестерне узла конической передачи с радиальным зазором между ними, рессору, один из концов которой заведен в упомянутый радиальный зазор и снабжен со стороны наружной поверхности радиальным буртом, контактирующим с внутренней поверхностью конической шестерни, а со стороны внутренней поверхности - радиальным буртом, выполненным с возможностью контакта с наружной поверхностью наружного кольца упомянутого подшипника, причем рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления и с конической шестерней посредством шлицевых соединений, причем шлицы и ответные шлицы одного из упомянутых шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры, ограниченного в направлении от упомянутого подшипника дополнительным радиальным буртом, выполненным на наружной поверхности рессоры с возможностью его контакта с цапфой ротора высокого давления по торцам, а в противоположном направлении - радиальным выступом, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры с углом менее 180°, с возможностью контакта его конической поверхности, меньшее основание которой направлено в сторону цапфы ротора высокого давления, с участком наружной поверхности наружного кольца упомянутого подшипника, близлежащим к его торцу со стороны ротора высокого давления, кроме того, наружное кольцо упомянутого подшипника и рессора подпружинены относительно друг друга в осевом направлении. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является исключение дефекта проскальзывания межвального роликового подшипника без радиального смещения узла центральной конической передачи, повышая тем самым взаимозаменяемость узлов и модульность турбомашины. 4 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (далее ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено на валу ротора низкого давления, а наружное кольцо установлено в узле центральной конической передачи на внутренней поверхности конической шестерни (см. рис. 6.13, авторы: Ю.С. Елисеев и др. «Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газотурбинных двигателей», Москва, «Высшая школа», 2002. Приложение №1 на 2-х листах прилагается).
Известному техническому решению присущи следующие недостатки.
В известной опоре дефект проскальзывания в подшипнике, который приводит к его разрушению, устраняется радиальным смещением узла центральной конической передачи в радиальном направлении, изначально ломая ось вращения и создавая, тем самым, дополнительную радиальную нагрузку. Это исключает взаимозаменяемость узлов, снижается модульность турбомашины. Излом оси негативно сказывается на шлицевых соединениях рессоры с возможным износом и снижением работоспособности. При этом зазор в шлицевых соединениях может парировать радиальное смещение узла центральной конической передачи и не подгрузить подшипник, приводя к дефекту проскальзывания в подшипнике.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является исключение дефекта проскальзывания межвального роликового подшипника без радиального смещения узла центральной конической передачи, повышая тем самым взаимозаменяемость узлов и модульность турбомашины.
Указанный технический результат достигается тем, что передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя, содержит радиальный роликовый подшипник, внутреннее кольцо которого установлено на валу ротора низкого давления, а наружное кольцо - в конической шестерне узла конической передачи с радиальным зазором между ними, рессору, один из концов которой заведен в упомянутый радиальный зазор и снабжен со стороны наружной поверхности радиальным буртом, контактирующим с внутренней поверхностью конической шестерни, а со стороны внутренней поверхности - радиальным буртом, выполненным с возможностью контакта с наружной поверхностью наружного кольца упомянутого подшипника, причем рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления и с конической шестерней посредством шлицевых соединений, причем шлицы и ответные шлицы одного из упомянутых шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположенную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры, ограниченного в направлении от упомянутого подшипника дополнительным радиальным буртом, выполненным на наружной поверхности рессоры с возможностью его контакта с цапфой ротора высокого давления по торцам, а в противоположном направлении - радиальным выступом, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры с углом менее 180°, с возможностью контакта его конической поверхности, меньшее основание которой направлено в сторону цапфы ротора высокого давления, с участком наружной поверхности наружного кольца упомянутого подшипника, близлежащим к его торцу со стороны ротора высокого давления, кроме того наружное кольцо упомянутого подшипника и рессора подпружинены относительно друг друга в осевом направлении.
Исключение дефекта проскальзывания межвального роликового подшипника, который конструктивно недогружен радиальной силой, происходит за счет дополнительной радиальной нагрузки, возникающей из-за излома оси вращения, воздействующего на наружное кольцо подшипника. Эта нагрузка возникает с увеличением частоты вращения ротора высокого давления за счет радиального воздействия выступа рессоры, выполненного на секторе окружности внутренней поверхности с углом менее 180°, который обеспечивает возможность радиального смещения наружного кольца подшипника, в ином случае (с углом равным или более 180°) выступ будет препятствовать радиальному смещению наружного кольца подшипника. Радиальное нагружение на наружное кольцо подшипника происходит при осевом смещении рессоры, которое осуществляется винтовым шлицевым соединением. Это приводит к радиальному смещению наружного кольца подшипника относительно внутреннего кольца и вала турбины и создает необходимую нагрузку на подшипник. Причем при выставлении соосности и сборки ГТД оси вышеперечисленных элементов совпадают, что обеспечивает взаимозаменяемость узлов и повышает модульность турбомашины.
Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей, где на фиг. 1 показан продольный разрез заявленной опоры, где рессора в крайнем правом положении, на фигуре 2 изображен продольный разрез заявленной опоры, где рессора в крайнем левом положении, на фигуре 3 представлен вид А, на фигуре 4 представлен вид Б.
Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя, содержит радиальный роликовый подшипник 1, внутреннее кольцо 2 которого установлено на валу ротора низкого давления 3 и зафиксировано в осевом направлении гайкой 4, а наружное кольцо 5 - в конической шестерне 6 узла конической передачи с радиальным зазором между ними. Опора также содержит рессору 7, один из концов которой заведен в упомянутый радиальный зазор и снабжен со стороны наружной поверхности радиальным буртом 8, контактирующим с внутренней поверхностью конической шестерни 6, а со стороны внутренней поверхности - радиальным буртом 9, выполненным с возможностью контакта с наружной поверхностью наружного кольца 5 упомянутого подшипника 1. Рессора 7 контактирует с цапфой ротора высокого давления 10 и с конической шестерней 6 посредством шлицевых соединений 11 и 12, причем шлицы и ответные шлицы одного из упомянутых шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположенную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры (такое выполнение шлицов известно, например, из патента RU 2482303). Осевое смещение рессоры 7 ограничено в направлении от упомянутого подшипника 1 дополнительным радиальным буртом 13, выполненным на наружной поверхности рессоры 7, в момент его контакта с цапфой ротора высокого давления 10 по торцам, а в противоположном направлении - радиальным выступом 14, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры 7 с углом менее 180° (то есть радиальный выступ 14 занимает по окружности менее половины внутренней поверхности рессоры 7), в момент контакта его конической поверхности, меньшее основание которой направлено в сторону цапфы ротора высокого давления 10, с участком наружной поверхности наружного кольца 5 упомянутого подшипника 1, близлежащим к его торцу со стороны ротора высокого давления 10. Наружное кольцо 5 упомянутого подшипника 1 и рессора 7 подпружинены относительно друг друга в осевом направлении посредством тарельчатой пружины 15, установленной между их близлежащими торцами.
Во время сборки турбомашины роликовый подшипник 1 обеспечивает соосность опор ротора низкого давления (а именно, заявленной передней опоры и задней опоры - на чертежах не показана) за счет радиальных буртов 8 и 9 рессоры 7, контактирующих соответственно с внутренней поверхностью конической шестерни 6 и наружного кольца подшипника 5. При этом рессора 7 упирается радиальным буртом 13 в цапфу ротора высокого давления 10 за счет тарельчатой пружины 15. С увеличением частоты вращения ротора высокого давления 10 до рабочих диапазонов происходит осевое смещение рессоры 7 в сторону подшипника 1 за счет шлицевого соединения 11, выполненного в виде многозаходной резьбы. Тарельчатая пружина 15 сжимается, между радиальным буртом 9 рессоры 7 и наружной поверхностью наружного кольца 5 подшипника 1 образуется зазор, одновременно с этим наружная поверхность наружного кольца 5 подшипника 1 входит в контакт с радиальным выступом 14, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры 7 с углом менее 180°, который и обеспечивает возможность радиального смещения наружного кольца 5 подшипника 1. Это приводит к радиальному смещению наружного кольца 5 подшипника 1 относительно внутреннего кольца 2 и вала т ротора низкого давления 3 и создает необходимую нагрузку на подшипник 1.
Таким образом, исключается дефект проскальзывания, а в нерабочем состоянии обеспечивается соосность опор без радиального смещения узла центральной конической передачи, повышая тем самым взаимозаменяемость узлов и модульность турбомашины.
Claims (1)
- Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя, характеризующаяся тем, что содержит радиальный роликовый подшипник, внутреннее кольцо которого установлено на валу ротора низкого давления, а наружное кольцо - в конической шестерне узла конической передачи с радиальным зазором между ними, рессору, один из концов которой заведен в упомянутый радиальный зазор и снабжен со стороны наружной поверхности радиальным буртом, контактирующим с внутренней поверхностью конической шестерни, а со стороны внутренней поверхности - радиальным буртом, выполненным с возможностью контакта с наружной поверхностью наружного кольца упомянутого подшипника, причем рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления и с конической шестерней посредством шлицевых соединений, причем шлицы и ответные шлицы одного из упомянутых шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры, ограниченного в направлении от упомянутого подшипника дополнительным радиальным буртом, выполненным на наружной поверхности рессоры с возможностью его контакта с цапфой ротора высокого давления по торцам, а в противоположном направлении - радиальным выступом, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры с углом менее 180°, с возможностью контакта его конической поверхности, меньшее основание которой направлено в сторону цапфы ротора высокого давления, с участком наружной поверхности наружного кольца упомянутого подшипника, близлежащим к его торцу со стороны ротора высокого давления, кроме того, наружное кольцо упомянутого подшипника и рессора подпружинены относительно друг друга в осевом направлении.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020108569A RU2742849C1 (ru) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020108569A RU2742849C1 (ru) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2742849C1 true RU2742849C1 (ru) | 2021-02-11 |
Family
ID=74665966
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020108569A RU2742849C1 (ru) | 2020-02-28 | 2020-02-28 | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2742849C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2928648A (en) * | 1954-03-01 | 1960-03-15 | United Aircraft Corp | Turbine bearing support |
GB969579A (en) * | 1962-11-09 | 1964-09-09 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
RU2482303C1 (ru) * | 2011-12-22 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
RU2561368C1 (ru) * | 2014-09-01 | 2015-08-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
-
2020
- 2020-02-28 RU RU2020108569A patent/RU2742849C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2928648A (en) * | 1954-03-01 | 1960-03-15 | United Aircraft Corp | Turbine bearing support |
GB969579A (en) * | 1962-11-09 | 1964-09-09 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
RU2482303C1 (ru) * | 2011-12-22 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
RU2561368C1 (ru) * | 2014-09-01 | 2015-08-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10767755B2 (en) | Planetary gearing and planet pin for a planetary gearing | |
US10612669B2 (en) | Shaped spring element for a non-contact seal device | |
US10816087B2 (en) | Planetary gearing and planet pin for a planetary gearing | |
CA2853939C (en) | Bearing support apparatus for a gas turbine engine | |
US9874097B2 (en) | Shroud for rotary engine | |
US10641180B2 (en) | Hydrostatic non-contact seal with varied thickness beams | |
US10557374B2 (en) | Gas turbine and method for protecting a gas turbine in case of a shaft break | |
EP2888451B1 (en) | Spring carrier and removable seal carrier | |
EP3306140B1 (en) | Planetary gear box assembly | |
EP3048343B1 (en) | Multi-stage inter shaft ring seal | |
US10330145B2 (en) | Gear pump bearing | |
RU2303148C1 (ru) | Узел межвальной опоры газотурбинного двигателя | |
US10294985B2 (en) | Gear pump bearing | |
RU2742849C1 (ru) | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя | |
RU2310088C2 (ru) | Устройство соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2482303C1 (ru) | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя | |
RU2561368C1 (ru) | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя | |
RU2405955C1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
WO2016162249A1 (en) | Turbine blade assembly arrangement and corresponding assembly tool | |
RU2406848C1 (ru) | Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя | |
RU2708279C1 (ru) | Межвальное контактное уплотнение | |
RU2628688C1 (ru) | Межроторная опора газотурбинного двигателя | |
RU2578926C1 (ru) | Опора ротора турбомашины | |
US20180135697A1 (en) | Bearing cages for roller bearing assemblies | |
GB2559549A (en) | Pump assembly |