UA79119C2 - Bearing support of gas turbine rotor - Google Patents
Bearing support of gas turbine rotor Download PDFInfo
- 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
Links
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 239000010687 lubricating oil Substances 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D3/00—Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid
-
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/50—Bearings
- F05D2240/52—Axial thrust bearings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/50—Bearings
- F05D2240/54—Radial 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)
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
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)
| 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)
| 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 |
-
2003
- 2003-12-15 DE DE10358953A patent/DE10358953A1/de not_active Ceased
-
2004
- 2004-12-02 EP EP04028512A patent/EP1544416A3/de not_active Withdrawn
- 2004-12-07 CA CA002489655A patent/CA2489655A1/en not_active Abandoned
- 2004-12-08 US US11/007,817 patent/US7175385B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-12-10 UA UA20041210180A patent/UA79119C2/uk unknown
- 2004-12-13 KR KR1020040104799A patent/KR20050060000A/ko not_active Application Discontinuation
- 2004-12-14 JP JP2004361777A patent/JP2005180436A/ja active Pending
- 2004-12-14 RU RU2004136569/06A patent/RU2004136569A/ru not_active Application Discontinuation
- 2004-12-15 CN CNA2004100819851A patent/CN1629464A/zh active Pending
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 |