RU40651U1 - Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) - Google Patents
Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU40651U1 RU40651U1 RU2004117434/22U RU2004117434U RU40651U1 RU 40651 U1 RU40651 U1 RU 40651U1 RU 2004117434/22 U RU2004117434/22 U RU 2004117434/22U RU 2004117434 U RU2004117434 U RU 2004117434U RU 40651 U1 RU40651 U1 RU 40651U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor support
- cavity
- oil
- support
- seal
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к уплотнениям, в частности к системе уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, и может найти применение в авиационной промышленности и других областях техники. По первому варианту, система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, первая из которых сообщена с атмосферой, согласно полезной модели, дополнительно содержит магистраль выхода воздуха с клапаном суфлирования компрессора или с клапаном суфлирования турбины, размещенным на корпусе двигателя, лабиринтное уплотнение полости наддува опоры расположено между полостью наддува опоры ротора и междисковой полостью компрессора или турбины, при этом полость наддува опоры ротора гидравлически сообщена с компрессором высокого давления или с кольцевым каналом наружного корпуса двигателя, а уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, выполнено контактным. Полезная модель по первом варианту позволяет повысить надежность работы опоры ротора газотурбинного двигателя. По второму варианту, система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и уплотнение,расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры, первая из которых сообщена с атмосферой, согласно полезной моде�
Description
Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты)
Полезная модель относится к уплотнениям, в частности к системе уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, и может найти применение в авиационной промышленности и других областях техники.
Известна система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтные уплотнения полости наддува опоры, одно из которых отделяет полость наддува от газовоздушного тракта, а второе расположено между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и лабиринтное уплотнение, расположенное между масляной и предмасляной полостями опоры, последняя из которых сообщена с атмосферой, при этом полость наддува находится под давлением воздуха, поступающего из камеры сгорания (см. Ю.М.Никитин «Конструирование элементов деталей и узлов авиадвигателей», Москва, Машиностроение, 1968, стр.252-255, рис.7.27). Данная система уплотнения является наиболее близкой к предложенной системе уплотнения по первому варианту.
Недостатки известной системы уплотнения заключаются в том, что она не обеспечивает требуемую герметичность масляной полости опоры ротора, что приводит к утечкам масла из масляной полости и поступлению в нее извне газа и воздуха. Проникая в масляную полость, эти газы и воздух увеличивают массу воздуха, удаляемого при суфлировании. Кроме этого, горячий воздух, поступающий в полость наддува из камеры сгорания, дополнительно нагревает масло, что приводит к образованию в опорах двигателя коксовых отложений, ограничивающих проходимость смеси.
Указанные недостатки приводят к снижению надежности работы опоры ротора ГТД.
Известна система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтные уплотнения полости наддува опоры, одно из которых отделяет полость наддува от газовоздушного тракта, а второе расположено между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и лабиринтное уплотнение, расположенное между масляной и предмасляной полостями опоры, последняя из которых сообщена с атмосферой, при этом полость наддува находится под давлением воздуха, поступающего из камеры сгорания (см. Ю.М.Никитин «Конструирование элементов деталей и узлов авиадвигателей», Москва, Машиностроение, 1968, стр.252-255, рис.7.27). Данная система уплотнения является наиболее близкой к предложенной системе уплотнения по второму варианту.
Недостатки известной системы уплотнения заключаются в том, что она не обеспечивает требуемую герметичность масляной полости опоры ротора, что приводит к утечкам масла из масляной полости и поступлению в нее извне газа и воздуха. Проникая в масляную полость, эти газы и воздух увеличивают массу воздуха, удаляемого при суфлировании. Кроме этого, горячий воздух, поступающий в полость наддува из камеры сгорания, дополнительно нагревает масло, что приводит к образованию в опорах двигателя коксовых отложений, ограничивающих проходимость смеси. Указанные недостатки приводят к снижению надежности работы опоры ротора ГТД.
Технический результат по первому варианту - повышение надежности работы газотурбинного двигателя путем обеспечения герметичности масляной полости опоры ротора.
Технический результат по второму варианту - повышение надежности работы газотурбинного двигателя путем обеспечения герметичности масляной полости опоры ротора.
Указанный технический результат по первому варианту достигается тем, что система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, первая из которых сообщена с атмосферой, согласно полезной модели, дополнительно содержит магистраль выхода воздуха с клапаном суфлирования компрессора или с клапаном суфлирования турбины, размещенным на корпусе двигателя, лабиринтное уплотнение полости наддува опоры расположено между полостью наддува опоры ротора и междисковой полостью компрессора или турбины, при этом полость наддува опоры ротора гидравлически сообщена с компрессором высокого давления или с кольцевым каналом наружного корпуса двигателя, а уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, выполнено контактным.
Контактное уплотнение может представлять собой графитовое уплотнение, что повышает надежность уплотнения масляной полости опоры ротора.
Указанный технический результат по второму варианту достигается тем, что система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры, и уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры, первая из которых сообщена с атмосферой, согласно полезной модели, дополнительно содержит магистраль выхода воздуха с клапаном суфлирования компрессора или клапаном суфлирования турбины, размещенным на корпусе двигателя, лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора расположено
между полостью наддува опоры и полостью, образованной диском первой ступени компрессора низкого давления, и внутренним корпусом входного направляющего аппарата, при этом полость наддува опоры ротора гидравлически сообщена с компрессором высокого давления или с кольцевым каналом. наружного корпуса двигателя, а уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры выполнено контактным.
Контактное уплотнение может представлять собой графитовое уплотнение, что повышает надежность уплотнения масляной полости опоры ротора.
На фиг.1 схематично представлена опора ротора газотурбинного двигателя по первому варианту;
на фиг.2 схематично представлен продольный разрез опоры ротора газотурбинного двигателя по второму варианту.
Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя содержит лабиринтное уплотнение 1 полости 2 наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение 3, расположенное между полостью 2 наддува и предмасляной полостью 4 опоры ротора, графитовое контактное уплотнение 5, расположенное между предмасляной полостью 4 опоры и масляной полостью 6 опоры ротора, магистраль 7 выхода воздуха в атмосферу с клапаном 8 суфлирования.
Междисковая полость 9 компрессора, компрессор 10 высокого давления, полость 11, образованная диском 12 первой ступени компрессора 13 низкого давления и внутренним корпусом 14 входного направляющего аппарата 15. Вал 16 двигателя.
Газотурбинный двигатель с системой уплотнения опоры ротора по первому варианту работает следующим образом.
При работе, при перепаде между давлениями в наружном контуре (на чертеже не показан) двигателя и атмосферном менее 0,5±0,05 кгс/см2 воздух от компрессора 10 высокого давления, при больших перепадах - из
кольцевого канала наружного контура (на чертеже не показан), через полости вала 16 поступает в полость 2 наддува опоры ротора. Управление отбором воздуха производится переключателем наддува (на чертеже не показан) автоматически. Из полости 2 наддува воздух направляется в предмасляную полость 4 опоры ротора и междисковую полость 9 компрессора (или турбины, в зависимости от рассматриваемой опоры), сообщающуюся с проточной частью двигателя. Из предмасляной полости 4 воздух через магистраль 7 выхода воздуха атмосферу и клапан 8 суфлирования компрессора (или турбины, в зависимости от рассматриваемой опоры) отводится в атмосферу. Давление в предмасляной полости 4 опоры ротора меньше давления в полости 2 наддува и обеспечивается клапаном 8 суфлирования.
На переходных режимах в предмасляную полость 4 может попадать из масляной полости 6 незначительное количество масла, которое отводится в атмосферу через клапан 8 суфлирования. Дополнительно препятствует перетеканию масла из масляной полости 6 наличие графитового контактного уплотнения 5 между масляной полостью 6 опоры и предмасляной полостью опоры 4.
Газотурбинный двигатель с системой уплотнения опоры ротора по второму варианту работает следующим образом. Работа газотурбинного двигателя по данному варианту рассмотрена на примере работы передней опоры ротора компрессора низкого давления.
При работе, при перепаде между давлениями в наружном контуре (на чертеже не показан) двигателя и атмосферном менее 0,5±0,05 кгс/см2 воздух от компрессора 10 высокого давления, при больших перепадах - из кольцевого канала наружного контура (на чертеже не показан), через полости вала 16 поступает в полость 2 наддува опоры ротора. Управление отбором воздуха производится переключателем наддува (на чертеже не показан) автоматически. Из полости 2 наддува воздух направляется в предмасляную полость 4 опоры и полость 11, образованную диском 12
первой ступени компрессора 13 низкого давления и внутренним корпусом 14 входного направляющего аппарата 15, сообщающуюся с проточной частью двигателя. Из предмасляной полости 4 воздух через магистраль 7 выхода воздуха атмосферу и клапан 8 суфлирования отводится в атмосферу. Давление в предмасляной полости 4 опоры ротора меньше давления в полости 2 наддува и обеспечивается клапаном 8 суфлирования.
На переходных режимах, в предмасленую полость 4 может попадать из масляной полости 6 незначительное количество масла, которое отводится в атмосферу через клапан 8 суфлирования. Дополнительно препятствует перетеканию масла из масляной полости 6 наличие графитового контактного уплотнения 5 между масляной полостью 6 опоры и предмасляной полостью 4 опоры ротора.
Claims (4)
1. Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры ротора, и уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, первая из которых сообщена с атмосферой, отличающаяся тем, что дополнительно содержит магистраль выхода воздуха с клапаном суфлирования компрессора или клапаном суфлирования турбины, размещенным на корпусе двигателя, лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора размещено между полостью наддува опоры ротора и междисковой полостью компрессора или турбины, при этом полость наддува опоры ротора гидравлически сообщена с компрессором высокого давления или с кольцевым каналом наружного корпуса двигателя, а уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, выполнено контактным.
2. Система уплотнения опоры ротора по п.1, отличающаяся тем, что контактное уплотнение представляет собой графитовое уплотнение.
3. Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора, лабиринтное уплотнение, расположенное между полостью наддува и предмасляной полостью опоры ротора, и уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, первая из которых сообщена с атмосферой, отличающаяся тем, что дополнительно содержит магистраль выхода воздуха с клапаном суфлирования компрессора или с клапаном суфлирования турбины, размещенным на корпусе двигателя, лабиринтное уплотнение полости наддува опоры ротора расположено между полостью наддува опоры ротора и полостью, образованной диском первой ступени компрессора низкого давления и внутренним корпусом входного направляющего аппарата, при этом полость наддува опоры ротора гидравлически сообщена с компрессором высокого давления или с кольцевым каналом наружного корпуса двигателя, а уплотнение, расположенное между предмасляной и масляной полостями опоры ротора, выполнено контактным.
4. Система уплотнения опоры ротора по п.3, отличающаяся тем, что контактное уплотнение представляет собой графитовое уплотнение.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004117434/22U RU40651U1 (ru) | 2004-06-11 | 2004-06-11 | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004117434/22U RU40651U1 (ru) | 2004-06-11 | 2004-06-11 | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU40651U1 true RU40651U1 (ru) | 2004-09-20 |
Family
ID=48231998
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004117434/22U RU40651U1 (ru) | 2004-06-11 | 2004-06-11 | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU40651U1 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2525383C1 (ru) * | 2013-04-16 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Опора турбины |
| RU2534678C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина турбореактивного двигателя |
| RU2561395C1 (ru) * | 2014-04-23 | 2015-08-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Опора ротора турбомашины |
| RU2596896C1 (ru) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
| RU2682225C1 (ru) * | 2018-03-01 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
-
2004
- 2004-06-11 RU RU2004117434/22U patent/RU40651U1/ru active Protection Beyond IP Right Term
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2525383C1 (ru) * | 2013-04-16 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Опора турбины |
| RU2534678C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина турбореактивного двигателя |
| RU2561395C1 (ru) * | 2014-04-23 | 2015-08-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Опора ротора турбомашины |
| RU2596896C1 (ru) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
| RU2682225C1 (ru) * | 2018-03-01 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8172512B2 (en) | Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply | |
| GB702931A (en) | Improvements in or relating to rotary machines comprising fluid compressing means | |
| EP2024641B1 (en) | Combined gas and liquid pump | |
| US7971423B2 (en) | Gas turbine engine comprising a starter in the auxiliary gear box | |
| RU2661123C2 (ru) | Способы и системы для предотвращения протечки смазочного масла в газовых турбинах | |
| EP1975410A1 (en) | Rotor shaft sealing method and structure of oil-free rotary compressor | |
| JPH03121294A (ja) | 遠心圧縮機用シール装置及びそのシール加圧方法 | |
| CA2550458A1 (en) | Valve assembly for a gas turbine engine | |
| EP3058228A1 (en) | Supercharger | |
| RU40651U1 (ru) | Система уплотнения опоры ротора газотурбинного двигателя (варианты) | |
| JP2007192028A (ja) | ガスタービン排気部の冷却構造及び該構造を備えたガスタービン設備 | |
| RU2324063C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| US8539936B2 (en) | Supercharger rotor shaft seal pressure equalization | |
| CN104093941B (zh) | 自适应喷射器系统 | |
| RU2344303C1 (ru) | Способ наддува опор газотурбинного двигателя | |
| KR20190111794A (ko) | 터보 압축기 | |
| CN109404060A (zh) | 可变几何混流涡轮增压器密封结构 | |
| CN209129685U (zh) | 可变几何混流涡轮增压器密封结构 | |
| RU2270351C2 (ru) | Масляное уплотнение опоры газотурбинного двигателя | |
| RU49122U1 (ru) | Уплотнение опоры ротора газотурбинного двигателя | |
| RU2007141862A (ru) | Способ пуска газотурбинной установки | |
| CN105089815A (zh) | 燃气涡轮发动机的轴承腔密封系统及方法 | |
| WO2008130276A3 (ru) | Способ повышения коэффициента полезного действия компрессора | |
| US2464063A (en) | Aircraft supercharger lubrication | |
| RU42860U1 (ru) | Опора ротора газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD1K | Correction of name of utility model owner | ||
| ND1K | Extending utility model patent duration |
Extension date: 20170611 |
|
| PC12 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for utility models |
Effective date: 20150909 |