SU1746013A1 - System of rotor supports for gas turbine engine - Google Patents
System of rotor supports for gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- SU1746013A1 SU1746013A1 SU904841854A SU4841854A SU1746013A1 SU 1746013 A1 SU1746013 A1 SU 1746013A1 SU 904841854 A SU904841854 A SU 904841854A SU 4841854 A SU4841854 A SU 4841854A SU 1746013 A1 SU1746013 A1 SU 1746013A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- bearing
- bearings
- rotor
- rotors
- pressure
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Использование: снижение нагрузок на подшипники при разработке ГТД Сущность изобретени : трехопорна система внутИзобретенме относитс к двигателест- роению, в частности к конструкци м опор газотурбинных двигателей, и может примен тьс на газотурбинных двигател х в автомобильнойиавиационной промышленност х. Турбокомпрессор трехзального двух- контурного турбореактивного двигател состоит из трехступенчатого вентил тора, трехступенчатого компрессора низкого давлени и шестиступенчатого компрессора высокого давлени , приводимых одноступенчатыми турбинами высокого и низкого давлени и двухступенчатой турбиной вентил тора . Валы двигател имеют восемь опор: ротор вентил тора опираетс на два роликовых и один шариковый подшипник, ротор среднего давлени - на один роликовый и один шариковый подшипники, ротор высокого давлени - на два роликовых и один шариковый подшипники Ротор высореннего и внешнего концентрично расположенных и оппозитно вращающихс роторов снабжена фигурной втулкой, средн опора цилиндрическим стаканом, передн и задн опоры - двум радиально-опорными роликовыми подшипниками, внутренние кольца которых установлены на внутреннем и внешнем роторах соответственно. Средн опора снабжена трем радиально-упор- ными шариковыми подшипниками, внутренние кольца двух из которых установлены на внутреннем и внешнем роторах, соответственно, их внешние кольца установлены в цилиндрическом стакане, внутреннее кольцо третьего подшипника установлено на фигурную втулку, а внешнее кольцо в корпусе средней опоры. 4 ил. кого давлени вращаетс в направлении, противоположном двум другим роторам. Турбокомпрессор двухвального двух- контурного турбореактивного, двигател АИ-25 состоит из трехступенчатого компрессора низкого давлени и восьмиступен- чатого компрессора высокого давлени , приводимых одноступенчатой турбиной высокого давлени и двухступенчатой турбиной низкого давлени . Валы двигател имеют шесть опор: ротор компрессора низкого давлени опираетс на два радиально- опорных роликовых и один радиально-упорный шариковый подшипники , ротор высокого давлени опираетс на один радиально-упорный шариковый и ра- диально-опорный роликовый подшипники. Между роторами под камерой сгорани установлен промежуточный роликовый подшипник . Ротора вращаютс в одном направлении w ЁUse: Reduction of bearing loads in the development of gas turbine engines. Invention: The three-bearing system of the internal invention relates to engine-building, in particular, to designs of gas-turbine engine mast supports, and can be applied to gas-turbine engines in the automotive industry. A three-cavity two-circuit turbojet turbocharger consists of a three-stage fan, a three-stage low-pressure compressor and a six-stage high-pressure compressor driven by one-stage high and low-pressure turbines and a two-stage turbine of the fan. The engine shafts have eight bearings: the fan rotor rests on two roller bearings and one ball bearing, the medium pressure rotor on one roller and one ball bearings, the high pressure rotor on two roller bearings and one ball bearing. The rotor is high and external concentrically located and oppositely rotating. The rotors are fitted with a figured hub, the middle bearing is a cylindrical cup, the front and rear bearings are two radial bearing roller bearings, the inner rings of which are mounted on the inner and outer rotors respectively. The middle bearing is equipped with three angular contact ball bearings, the inner rings of two of which are mounted on the inner and outer rotors, respectively, their outer rings are installed in a cylindrical cup, the inner ring of the third bearing is mounted on the figured bushing, and the outer ring in the middle bearing housing . 4 il. Whose pressure rotates in the opposite direction to the other two rotors. The two-shaft two-circuit turbojet turbocharger, an AI-25 engine, consists of a three-stage low-pressure compressor and an eight-stage high-pressure compressor driven by a single-stage high-pressure turbine and a two-stage low-pressure turbine. The engine shafts have six bearings: the rotor of the low-pressure compressor rests on two radially supported roller bearings and one angular contact ball bearing, the high-pressure rotor rests on one angular contact ball bearing and radially supported roller bearing. An intermediate roller bearing is installed between the rotors under the combustion chamber. The rotors rotate in the same direction.
Description
В известной системе опор роторов гаэо- турбинного двигател с концентричным расположением и оппозитным вращением роторов, Внутренний ротор опираетс на два подшипника - один располагаетс перед компрессором, другой - за турбиной, Внешний ротор также имеет два подшипника . Передний подшипник внутренним кольцом установлен на вал внутреннего ротора, в внешним - на диск компрессора внешнего ротора. Задний подшипник располагаетс под камерой сгорани , вследствие чего турбина внешнего ротора закреплена кон- сольно,In the known support system of rotors of a gas-turbine engine with a concentric arrangement and opposite rotation of the rotors, the inner rotor rests on two bearings — one located in front of the compressor, the other behind the turbine, the outer rotor also has two bearings. The front bearing with the inner ring is mounted on the shaft of the inner rotor, in the outer one - on the disk of the compressor of the outer rotor. The rear bearing is located under the combustion chamber, as a result of which the turbine of the outer rotor is fixed console,
Недостатками известной системы вл ютс перегруженность переднего подшипника внешнего ротора из-за того, что внутреннее и внешнее кольца вращаютс в разные стороны, и консольное крепление турбины внешнего ротора, что приводит к возникновению колебаний диска. Кроме того , внутренний ротор компрессора выполнен дисковым, что ут жел ет конструкцию,The disadvantages of the known system are the overloading of the front bearing of the outer rotor due to the fact that the inner and outer rings rotate in different directions, and the console mounting of the turbine of the outer rotor, which causes oscillations of the disk. In addition, the internal rotor of the compressor is disk-shaped, which makes the design,
Цель изобретени - снижение нагрузок на подшипники при выполнении внутреннего ротора барабанно-дисковым.The purpose of the invention is to reduce loads on bearings when the inner rotor is drum-disk.
Предлагаема система позвол ет унифицировать сдвоенные подшипники, что приводит к их меньшей номенклатуре. Наличие сдвоенных подшипников в опорах облегчает эксплуатацию и техническое обслуживание газотурбинного двигател ,The proposed system allows to unify dual bearings, which leads to their smaller nomenclature. The presence of twin bearings in the supports facilitates the operation and maintenance of the gas turbine engine,
Поставленна цель достигаетс тем, что в системе опор в общей схеме газотурбинного двигател , содержащего осевой компрессор , св занный посредством валов с рабочими колесами турбин, установленный на опорах корпуса, камеру сгорани , сопловой аппарат и выходное устройство, внутреннийроторвыполн етс барабанно-дисковым, а система опор снабжена фигурной втулкой, средн опора - цилиндрическим стаканом, передн и задн опоры - двум радиально-опорными роликовыми подшипниками, внутренние кольца которых установлены на внутреннем и внешнем роторах соответственно, а средн опора снабжена трем радиально-упор- ными шариковыми подшипниками, внутренние кольца которых установлены на внутреннем и внешнем роторах соответственно , их внешние кольца установлены в цилиндрическом стакане, внутреннее коль- цО Третьего подшипника установлено на фигурную втулку, а внешнее кольцо- в корпусе средней опоры.The goal is achieved by the fact that in the support system in the general scheme of a gas turbine engine containing an axial compressor connected by means of shafts to turbine impellers mounted on the hull supports, a combustion chamber, a nozzle apparatus and an output device, the inner rotor is drum-disk, and the system the support is provided with a figured sleeve, the middle support is provided with a cylindrical cup, the front and rear support are two radial bearing roller bearings, the inner rings of which are mounted on the inner and outer The rotors are respectively, and the middle bearing is equipped with three angular contact ball bearings, the inner rings of which are installed on the inner and outer rotors, respectively, their outer rings are installed in the cylindrical cup, the inner ring of the Third bearing is mounted on the figured bushing, and the outer ring - in the case of an average support.
На фиг.1 изображена конструктивна схема предлагаемой системы опор роторов в газотурбинном двигателе; на фиг.2 - передн опора; на фиг.З - средн опора, на фиг,4 - задн опора,Figure 1 shows the structural scheme of the proposed system supports the rotors in a gas turbine engine; figure 2 - front support; on fig.Z - an average support, on fig, 4 - a rear support,
Предлагаема система опор роторов в общей схеме газотурбинного двигател состоит из корпуса компрессора 1, к передней части которого пристыкован корпус передней опоры 2, в который установлены внешними кольцами два радиально-опорных роликовых подшипника 3. К задней частиThe proposed support system for the rotors in the general scheme of a gas turbine engine consists of a compressor case 1, to the front of which the case of the front support 2 is docked, in which two radially-supported roller bearings 3 are mounted with outer rings.
0 корпуса компрессора присоединен корпус средней опоры 4 со спр мл ющим аппаратом и диффузором, внутри которого закреплен внешним кольцом радиально-упорный шариковый подшипник 5, Далее к корпусу0 the compressor housing is connected to the housing of the middle support 4 with a spraying apparatus and a diffuser, inside of which the angular contact ball bearing 5 is fixed by the outer ring, next to the housing
5 средней опоры присоединен корпус камеры б сгорани с камерой сгорани и форсунками , корпус турбины 7 с сопловым аппаратом первой ступени турбины, корпус задней опоры 8, внутри которого установлены5 of the middle support there is attached a housing of the combustion chamber b with a combustion chamber and nozzles, a turbine housing 7 with a nozzle apparatus of the first turbine stage, a rear support housing 8 inside which are installed
0 внешними кольцами два рэдиально-опор- иых роликовых подшипника 9, К корпусу задней опоры присоединено выходное устройство 10. Внешний ротор компрессора 11 передней частью установлен во внутреннее0 outer rings two radially-supported roller bearings 9, an output device 10 is attached to the rear support housing. The outer rotor of the compressor 11 is mounted in the inner part
5 кольцо переднего радиально-опорного роликового подшипника 3. Задн часть ротора присоединена к фигурной втулке 12, закрепленной на внутреннем кольце ради- ально-упорного подшипника 5 и соединен0 ной с внешним валом 13, на передней части которого установлено внутреннее кольцо заднего радиально-упорного шарикового подшипника 14, закрепленного внешним кольцом в цилиндрическом стакане 15.5 a ring of a front radial bearing roller bearing 3. The rear part of the rotor is attached to a figured hub 12 fixed on the internal ring of a radial-thrust bearing 5 and connected to the external shaft 13, on the front of which there is an internal ring of the rear angular contact ball bearing 14, fixed outer ring in a cylindrical glass 15.
5 Задн часть внешнего вала присоединена к рабочему колесу турбины 16 внешнего ротора, которое закреплено на внутреннем кольце переднего радиально- опорного роликового подшипника 9. Внут0 ренний ротор компрессора 17 передней частью установлен во внутреннее кольцо заднего радиально-опорного роликового подшипника 3, а задней частью пристыкован к внутреннему валу 18, на передней части ко5 торого закреплено внутреннее кольцо переднего радмально-упорного шарикового подшипника 14, установленного внешним кольцом в цилиндрическом стакане 15. Задн часть внутреннего вала соединена с5 The rear part of the outer shaft is attached to the impeller of the turbine 16 of the outer rotor, which is fixed on the inner ring of the front radial bearing roller bearing 9. Inside the rotor of the compressor 17 is mounted with the front part of the inner ring of the rear radial bearing roller bearing 3 and the back part is docked to the inner shaft 18, on the front of which is fixed the inner ring of the front radial-thrust ball bearing 14, installed by the outer ring in the cylindrical cup 15. C days inner shaft portion connected to the
0 рабочим колесом турбины 19 внутреннего ротора и установлена во внутреннем кольце заднего радиально-опорного роликового подшипника 9.0 impeller turbine 19 of the inner rotor and is installed in the inner ring of the rear radial bearing roller bearing 9.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU904841854A SU1746013A1 (en) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | System of rotor supports for gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU904841854A SU1746013A1 (en) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | System of rotor supports for gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| SU1746013A1 true SU1746013A1 (en) | 1992-07-07 |
Family
ID=21522367
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU904841854A SU1746013A1 (en) | 1990-06-22 | 1990-06-22 | System of rotor supports for gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| SU (1) | SU1746013A1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2447303C2 (en) * | 2010-06-10 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | System of turbomachine rotor supports |
| RU2609887C2 (en) * | 2014-04-11 | 2017-02-06 | Виктор Александрович Лукин | Gas turbine engine inter-rotor support |
| RU2614017C1 (en) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), sealing spool of rotor shaft bearing, rotor shaft bearing block, contact hub of rotor shaft bracelet sealing, oil-control ring of rotor shaft |
-
1990
- 1990-06-22 SU SU904841854A patent/SU1746013A1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Скубачевский Г.С. Авиационные газо- турбиннные двигатели, - М. Машиностроение, 1969, с. 59, рис. 3.056. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2447303C2 (en) * | 2010-06-10 | 2012-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | System of turbomachine rotor supports |
| RU2609887C2 (en) * | 2014-04-11 | 2017-02-06 | Виктор Александрович Лукин | Gas turbine engine inter-rotor support |
| RU2614017C1 (en) * | 2016-03-22 | 2017-03-22 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Rotor shaft bearing of low-pressure compressor of turbojet engine (versions), sealing spool of rotor shaft bearing, rotor shaft bearing block, contact hub of rotor shaft bracelet sealing, oil-control ring of rotor shaft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2357092C2 (en) | Design of turbojet engine with doubled fan in front part | |
| US4687412A (en) | Impeller shroud | |
| RU2302545C2 (en) | Aircraft counter rotation gas-turbine engine with compressor with high common degree of pressure rise | |
| US7290386B2 (en) | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same | |
| RU2295046C2 (en) | Aircraft gas-turbine engine assembly | |
| US5224339A (en) | Counterflow single rotor turbojet and method | |
| RU2468233C2 (en) | Gas turbine engine assembly | |
| US7299621B2 (en) | Three-spool by-pass turbojet with a high by-pass ratio | |
| US2318990A (en) | Radial flow elastic fluid turbine or compressor | |
| US5105616A (en) | Gas turbine with split flow radial compressor | |
| US20060201160A1 (en) | Multi-shaft arrangement for a turbine engine | |
| US5201796A (en) | Gas turbine engine arrangement | |
| CN1952365A (en) | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same | |
| ES410317A1 (en) | Centrifugal flow gas turbine engine with annular combustor | |
| JP2008115858A (en) | Turbofan engine assembly | |
| JPH0580574B2 (en) | ||
| RU2002135788A (en) | ASSEMBLY OF THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE | |
| US3620009A (en) | Gas turbine power plant | |
| GB763058A (en) | Turbine driven multi-stage compressor or pump | |
| JPH10238364A (en) | Turbine engine having optimum compressing system | |
| US5137425A (en) | Propfan engine having two oppositely rotating fan rotors | |
| US3850544A (en) | Mounting arrangement for a bearing of axial flow turbomachinery having variable pitch stationary blades | |
| SU1746013A1 (en) | System of rotor supports for gas turbine engine | |
| US4197702A (en) | Rotor support structure for a gas turbine engine | |
| US20230220785A1 (en) | Radial outward bearing support for a rotating structure of a turbine engine |