UA79119C2 - Bearing support of gas turbine rotor - Google Patents

Bearing support of gas turbine rotor Download PDF

Info

Publication number
UA79119C2
UA79119C2 UA20041210180A UA20041210180A UA79119C2 UA 79119 C2 UA79119 C2 UA 79119C2 UA 20041210180 A UA20041210180 A UA 20041210180A UA 20041210180 A UA20041210180 A UA 20041210180A UA 79119 C2 UA79119 C2 UA 79119C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
bearing
rotor
turbine
gas turbine
bearings
Prior art date
Application number
UA20041210180A
Other languages
English (en)
Original Assignee
Man Turbo Ag
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 Man Turbo Ag filed Critical Man Turbo Ag
Publication of UA79119C2 publication Critical patent/UA79119C2/uk

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D3/00Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/06Arrangements of bearings; Lubricating
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/50Bearings
    • F05D2240/52Axial thrust bearings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/50Bearings
    • F05D2240/54Radial bearings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Mounting Of Bearings Or Others (AREA)

Description

Опис винаходу
Винахід стосується конструкції підшипникової опори ротора газової турбіни, що має ознаки обмежувальної 2 частини формули винаходу.
У відомих газотурбінних установках |К. Лехнер/Й. Зойме, "Стаціонарні газові турбіни", видавництво
Шпрінгер, 2003, сторінки 720-723 (Сп. І есппег/). Зецте, З(айопаге Савіигріпеп, Зргіпдег-Мегпіад, 2003, бейеп 720-723) упорний підшипник для аксіальної фіксації ротора розміщений у вхідній зоні компресора. Таке розміщення вибирають завжди, оскільки у вхідній зоні компресорної частини займана площа порівняно 70 сприятлива і там забезпечений простий доступ до упорного підшипника. Оскільки упорний підшипник порівняно з радіальним несучим підшипником потребує значно більшої кількості масла, трубопроводи підведення і відведення масла у вхідній зоні компресорної частини можуть бути розміщені порівняно просто.
Під час експлуатації газової турбіни відбувається нагрівання конструктивних елементів. Різна міра нагрівання конструктивних елементів призводить до аксіальних відносних зміщень між компонентами ротора і 12 статора газової турбіни. Аксіальні відносні зміщення зростають з відстанню конструктивного елемента турбіни від упорного підшипника і в разі безбандажних і конічних лопаток ведуть до збільшення зазору між робочою лопаткою і статорною стінкою при переході від стану спокою до робочого стану газової турбіни.
В основі винаходу лежить задача розробки такої конструкції підшипникової опори ротора турбіни, яка забезпечує зменшення відносних видовжень між ротором і статором турбіни і, таким чином, зменшення зазору між цими елементами турбіни.
Відповідно до винаходу задача вирішена у підшипниковій опорі з відмітними ознаками формули винаходу.
Переважні форми виконання винаходу відображені у додаткових пунктах формули винаходу.
Хоча досі були усі підстави для розміщення упорного підшипника у вхідній зоні компресорної частини газової турбіни, згідно з винаходом з метою підвищення коефіцієнта корисної дії було перенесено в зону с турбінної частини. Ге)
Внаслідок такого розміщення упорного підшипника мінімізуються аксіальні видовження деталей турбіни.
Завдяки цьому зменшується зазор між робочими лопатками і стінкою статора, що встановлюється під час переходу від стану спокою до робочого стану турбіни. Зменшення зазору веде до зменшення втрат потоку і, таким чином, до підвищення коефіцієнта корисної дії турбіни. о
Одночасно необхідна для упорного підшипника більша кількість масла в гарячій зоні турбінної частини може - де бути використана для більш інтенсивного охолодження корпуса підшипника. Таке більш інтенсивне охолодження корпуса підшипника сприяє задовільненню вимоги підвищення температури на вході турбіни. --
Упорний підшипник і несучий підшипник в зоні турбінної частини в принципі можуть бути виконані окремо. ду
Одначе доцільнішим є їх сумісне розміщення в зоні турбінної частини. 3о Підшипники можуть бути виконані переважно у вигляді підшипників з самосумісними сегментами або в підшипників ковзання. Крім того, можуть бути використані також магнітні підшипники, що не потребують змащування. В разі спеціальних конструкцій несучі підшипники можуть бути виконані у вигляді багатоклинових підшипників ковзання, а упорний підшипник - у вигляді підшипника з самоустановними сегментами. «
Нижче винахід докладніше пояснюється з використанням прикладу виконання, представленого на З 50 ілюстраціях. На них схематично зображено: с Фіг.1. половинний переріз газової турбіни,
Із» Фіг.2. у вигляді фрагмента: розміщення підшипника у турбінній частині,
Фіг.3 робоча лопатка у стані спокою турбіни,
Фіг.4 робоча лопатка у робочому стані турбіни.
Газова турбіна складається із компресорної частини 1, камери 2 згоряння і турбінної частини 3. Всередині і корпуса 4 турбіни обертається ротор 5, який у компресорній частині 1 і в турбінній частині З складається із (се) дисків б, 7. Диски 6 компресорної частини 1 болтом 8 з'єднані між собою, а також з кінцевою частиною 9 і з середньою частиною 10 ротора. Диски 7 турбінної частини З також пропущеним крізь них болтом 11 з'єднані між - собою і з середньою частиною 10 ротора. По обхвату дисків 6, 7 встановлені робочі лопатки 12, 13 між робочими - 20 лопатками 12, 13 встановлені напрямні лопатки 14, 15, закріплені на стінці корпуса 4 турбіни.
Ротор 5 встановлений на двох радіальних несучих підшипниках 16, 17. Несучий підшипник 16 розміщений у с вхідній зоні 18 компресорної частини 1 і охоплює кінцеву частину 9 ротора 5, а інший несучий підшипник 17 розміщений в зоні турбінної частини З і охоплює середню частину 10 ротора. Крім того, в зоні турбінної частини З розміщений упорний підшипник 19, який сприймає аксіальне навантаження ротора 5. Підшипники 22 постачаються мастильним маслом, яке через маслопровідні отвори і підвідні і відвідні маслотрубопроводи
ГФ) подається з боку турбінної частини 3. Одночасно мастильне масло служить для інтенсивного охолодження підшипникової опори. о Підшипникова опора містить переважно підшипники з самоустановними сегментами. Одначе можуть бути використані також багатоклиновий підшипник ковзання, підшипник кочення, магнітний підшипник чи інші типи бо підшипників.
Завдяки тому, що упорний підшипник 19 на відміну від раніших конструкцій розміщений у гарячій турбінній частині З, зумовлене нагріванням аксіальне видовження ротора 5 обмежується. Перевага такого конструктивного рішення схематично проілюстрована на Фіг.З і Фіг.4. Робочі лопатки 13 турбінної частини З виконані конічними і без зовнішнього бандажу. Між вершинами обертальних робочих лопаток 13 і стінкою нерухомого корпуса 4 бо турбіни у стані спокою газової турбіни є зазор 20 певної величини Аг (Фіг.3). При переведенні газової турбіни із стану спокою в робочий стан ротор 5 внаслідок нагрівання зазнає видовження Лі в аксіальному напрямку.
В разі, коли - як передбачено згідно з винаходом - упорний підшипник 19 встановлений у прилеглій до компресорної частини 1 турбінній частині 3, аксіальне видовження Лі! ротора веде до збільшення зазору між
Конічними робочими лопатками 13 і корпусом 4 турбіни на величину Аг" з отриманням сумарного значення зазору лдг/. Таке збільшення зазору 20 призводить до втрат потоку і, тим самим, до зменшення коефіцієнта корисної дії газової турбіни. Завдяки відповідному винаходові розміщенню упорного підшипника 19 у зоні турбінної частини З, збільшення зазору 20 внаслідок теплового видовження ротора 5 може утримуватися у меншому діапазоні, завдяки чому досягається покращення коефіцієнта корисної дії газової турбіни.

Claims (6)

Формула винаходу
1. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни, що має компресорну частину (1) і турбінну частину (3), 75 причому ротор (5) встановлений на аксіальному упорному підшипникові (19) і двох радіальних несучих підшипниках (16, 17), з яких один несучий підшипник (16) встановлений у вхідній зоні компресорної частини (1), а інший несучий підшипник (17) встановлений у зоні турбінної частини (3), яка відрізняється тим, що упорний підшипник (19) встановлений в зоні турбінної частини (3).
2. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що упорний підшипник (19) розміщений у зоні турбінної частини (3) разом із несучим підшипником (17).
З. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що несучі підшипники (16, 17) виконані у вигляді підшипників (ковзання) з самоустановними сегментами.
4. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що несучі підшипники (16, 17) виконані у вигляді багатоклинових підшипників (ковзання). Ге
5. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що несучі підшипники (16, о 17) виконані у вигляді магнітних підшипників.
6. Підшипникова опора ротора (5) газової турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що несучі підшипники (16, 17) виконані у вигляді багатоклинових підшипників (ковзання), а упорний підшипник виконаний у вигляді підшипника (ковзання) з самоустановними сегментами. Ге») «- «- (о) і -
- . и? -і се) - - 70 3е) іме) 60 б5
UA20041210180A 2003-12-15 2004-12-10 Bearing support of gas turbine rotor UA79119C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE10358953A DE10358953A1 (de) 2003-12-15 2003-12-15 Lagerung des Rotors einer Gasturbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA79119C2 true UA79119C2 (en) 2007-05-25

Family

ID=34485411

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA20041210180A UA79119C2 (en) 2003-12-15 2004-12-10 Bearing support of gas turbine rotor

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7175385B2 (uk)
EP (1) EP1544416A3 (uk)
JP (1) JP2005180436A (uk)
KR (1) KR20050060000A (uk)
CN (1) CN1629464A (uk)
CA (1) CA2489655A1 (uk)
DE (1) DE10358953A1 (uk)
RU (1) RU2004136569A (uk)
UA (1) UA79119C2 (uk)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8434997B2 (en) * 2007-08-22 2013-05-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine case for clearance control
US8794923B2 (en) * 2010-10-29 2014-08-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor tie shaft arrangement
US8544268B2 (en) * 2011-05-25 2013-10-01 GM Global Technology Operations LLC Engine assembly including turbocharger
RU2529294C1 (ru) * 2013-08-07 2014-09-27 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) Газотурбинный двигатель
RU2528891C1 (ru) * 2013-08-08 2014-09-20 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) Газотурбинный двигатель
RU2528889C1 (ru) * 2013-08-12 2014-09-20 Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Дальневосточный Федеральный Университет" (Двфу) Газотурбинный двигатель
EP3444441B1 (en) * 2017-08-14 2020-04-08 General Electric Company Gas turbine engine with inlet frame
KR101939495B1 (ko) * 2017-09-21 2019-01-16 두산중공업 주식회사 압축기 및 이를 포함하는 가스 터빈
CN113586245B (zh) * 2021-08-31 2022-04-26 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种燃气轮机的支撑装置及燃气轮机

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2732695A (en) * 1956-01-31 davis
US2625790A (en) * 1948-10-28 1953-01-20 Rolls Royce Rotary fluid machine assembly
DE1200075B (de) 1959-08-04 1965-09-02 Commissariat Energie Atomique Dynamisches Gleitlager
GB937684A (en) * 1961-06-30 1963-09-25 Rolls Royce Bearing assembly
GB1080747A (en) 1964-09-29 1967-08-23 English Electric Co Ltd Improvements in or relating to turbines
GB1211129A (en) * 1968-09-20 1970-11-04 Rolls Royce Bearing assembly
FR2131797B1 (uk) * 1971-03-03 1975-02-21 Snecma
US4178754A (en) * 1976-07-19 1979-12-18 The Hydragon Corporation Throttleable turbine engine
NL7800077A (nl) 1978-01-03 1979-07-05 Thomassen Holland Bv Gasturbine-installatie.
IT1135752B (it) 1981-04-17 1986-08-27 Nuovo Pignone Spa Perfezionamenti nello stadio di potenza di una turbina a gas
GB2099923A (en) * 1981-06-06 1982-12-15 Rolls Royce Shaft lifting apparatus
FI66234C (fi) 1981-10-13 1984-09-10 Jaakko Larjola Energiomvandlare
JPS5985302U (ja) 1982-11-30 1984-06-09 日本特殊陶業株式会社 タ−ビン軸の接合部
DE3414910A1 (de) 1984-04-19 1985-10-24 A. Friedr. Flender Gmbh & Co Kg, 4290 Bocholt Kippsegment - gleitlager
JPS6173919U (uk) * 1984-10-23 1986-05-19
US4738550A (en) 1986-09-08 1988-04-19 Waukesha Bearings Corporation Tilting pad thrust bearing with optimized tilt axis location
US4900221A (en) * 1988-12-16 1990-02-13 General Electric Company Jet engine fan and compressor bearing support
US4965994A (en) 1988-12-16 1990-10-30 General Electric Company Jet engine turbine support
JPH04124496A (ja) * 1990-09-17 1992-04-24 Hitachi Ltd 流体機械
US5160251A (en) * 1991-05-13 1992-11-03 General Electric Company Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads
DE9215696U1 (de) 1992-11-18 1994-03-17 Anton Piller GmbH & Co KG, 37520 Osterode Stromgewinnungsanlage
US5749700A (en) * 1996-07-17 1998-05-12 Allison Engine Company, Inc. High speed, high temperature hybrid magnetic thrust bearing
US6151909A (en) * 1998-03-13 2000-11-28 Alliedsignal Inc. Two spool air cycle machine having concentric shafts
US6246138B1 (en) * 1998-12-24 2001-06-12 Honeywell International Inc. Microturbine cooling system
GB9904221D0 (en) * 1999-02-25 1999-04-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine bearing arrangement
JP4386589B2 (ja) 1999-03-10 2009-12-16 ウイリアムズ インターナショナル カンパニー, エル.エル.シー. ロケットエンジン
DE10030698A1 (de) * 2000-06-23 2002-01-10 Gleitlagertechnik Weissbacher Verfahren zum Schmieren und Kühlen eines hydrodynamischen Gleitlagers und Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens
US6571563B2 (en) * 2000-12-19 2003-06-03 Honeywell Power Systems, Inc. Gas turbine engine with offset shroud
JP3943013B2 (ja) * 2002-12-26 2007-07-11 株式会社竹中工務店 縦型火力発電プラント

Also Published As

Publication number Publication date
DE10358953A1 (de) 2005-07-28
CN1629464A (zh) 2005-06-22
JP2005180436A (ja) 2005-07-07
US20050129506A1 (en) 2005-06-16
EP1544416A3 (de) 2007-02-28
KR20050060000A (ko) 2005-06-21
RU2004136569A (ru) 2006-05-27
EP1544416A2 (de) 2005-06-22
US7175385B2 (en) 2007-02-13
CA2489655A1 (en) 2005-06-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8657573B2 (en) Circumferential sealing arrangement
EP1420145B1 (en) Sealing arrangement
EP2679839A1 (en) Tilting pad journal bearing and rotary machine equipped with same
JP5570544B2 (ja) すべり軸受装置
US20100154433A1 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
EP2549121A1 (en) Gas turbine engine
JP2000054997A (ja) 遠心圧縮機
UA79119C2 (en) Bearing support of gas turbine rotor
US11073034B2 (en) Seal assembly for sealing an axial gap between components
JP5094833B2 (ja) ティルティングパッドジャーナル軸受装置
JP2011074920A (ja) ロータに応力緩和溝を有する蒸気タービン
KR20200045817A (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈
GB1573554A (en) Bearing for rotating machine parts
US20210108530A1 (en) Vane seal system and seal therefor
CN110878760B (zh) 用于涡轮机械的密封组件
US6571470B1 (en) Method of retrofitting seals in a gas turbine
EP3865741B1 (en) Labyrinth seal with variable seal clearance
JP5156589B2 (ja) ジャーナル軸受装置
KR20190104419A (ko) 베어링 장치 및 회전기계
EP2514928B1 (en) Compressor inlet casing with integral bearing housing
JPH0828289A (ja) 排ガスターボ過給機の支承装置
RU34226U1 (ru) Опора качения
JP2004324460A (ja) ターボ機械
JP2002303156A (ja) ガスタービン設備