ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.

Известен газотурбинный двигатель, осевое положение ротора относительно статора в котором регулируется (устанавливается при сборке) с помощью регулировочных колец, размещенных между внутренним кольцом шарикового подшипника и упорным выступом вала /1 /.

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможности осевого касания ротора о статор, так как регулировочные кольца обеспечивают ступенчатое регулирование осевых зазоров между ротором и статором, которое является недостаточно точным. Кроме того, при последовательной сборке двигателя, начиная с компрессора, возникают трудности при установке (регулировании) осевых зазоров между ротором и статором турбины, если шариковый подшипник размещен на выходе из компрессора.

Наиболее близким по конструкции к заявляемому является газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания и двухступенчатую турбину, приводящую во вращение компрессор, причем ротор турбины консольно установлен в переднем шариковом радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, расположенных в одной масляной полости / 2/.

В консольном роторе турбины, установленном в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, расположенных в общей масляной полости, при работе двигателя вал ротора, находящийся в масляной полости, нагревается в меньшей степени, чем статорный внутренний корпус камеры сгорания, связывающий между собой опоры радиально-упорного и радиального подшипников.

В связи с разницей осевых температурных деформаций холодного вала ротора и горячего внутреннего корпуса камеры сгорания при работе двигателя осевые зазоры между статором и ротором в лабиринтных уплотнениях радиального роликоподшипника уменьшаются, что может привести к осевому касанию ротора о статор.

Таким образом, недостатком известной конструкции является отсутствие регулирующих элементов для установки осевых зазоров между ротором и статором в опоре роликоподшипника турбины, что снижает надежность конструкции из-за возможности осевого касания ротора о статор преимущественно на переходных режимах.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет исключения осевого касания статора о ротор преимущественно на переходных режимах.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем компрессор, камеру сгорания и турбину привода компрессора, консольный ротор которого установлен в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках, опоры которых закреплены на внутреннем корпусе камеры сгорания, согласно изобретению, между валами компрессора и турбины установлена резьбовая втулка, а отношение расстояния между подшипниками к величине осевых зазоров δ между статором и ротором в уплотнениях опоры радиального подшипника составляет 30... 150.

На переходных режимах, например, при сбросе газа, тонкостенный корпус остывает быстрее толстостенного вала, что ведет к раскрытию (увеличению) зазоров и ухудшению работы лабиринтных уплотнений, т.к. часть гребешков лабиринтов оказываются вне ответных им статорных фланцев. Поэтому при сборке двигателя требуется точная установка осевых зазоров, что невозможно обеспечить, например, за счет регулировочного кольца из-за “набегания” допусков на изготовление статорных и роторных деталей. Поэтому точная, бесступенчатая установка осевых зазоров δ обеспечивается путем завинчивания и вывинчивания резьбовой втулки, соединяющей между собой валы компрессора и турбины.

Величина зазоров δ зависит от расстояния I между подшипниками, и соотношение расстояния между подшипниками к величине осевых зазоров между статором и ротором в уплотнениях опоры радиального подшипника должно составлять 30... 150.

При L/δ<30 осевые зазоры δ в опоре увеличиваются, что ведет к увеличению величины осевых размеров уплотнений и консольной части ротора, а также приводит к снижению надежности из-за увеличения нагрузки на роликоподшипник.

При L/δ>150 возможно осевое касание ротора о статор и, соответственно, снижение надежности конструкции двигателя.

Заявляемое решение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент III на фиг.3 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, вращающей компрессор 2, и силовой турбины низкого давления 5. Камера сгорания 3 состоит из наружного корпуса 6, жаровых труб 7 и внутреннего корпуса 8, на котором установлены опора 9 радиально-упорного шарикоподшипника 10 и опора 11 радиального роликоподшипника 12, на которых с помощью вала 13 консольно установлен ротор 14 двухступенчатой турбины высокого давления 4.

Для уменьшения теплоотдачи в масло опоры 9 и 11 закрыты с помощью кожуха вала 15, внутри которого образована общая для этих опор масляная полость 16. Для исключения подтекания горячего воздуха в масляную полость 16 последняя уплотняется: со стороны шарикоподшипника 10 с помощью лабиринтных уплотнений 17, осевые зазоры по которому установлены с помощью регулировочного кольца 18, примыкающего к внутреннему кольцу 19 шарикоподшипника 10, а со стороны роликоподшипника 12 - лабиринтным уплотнениям 20, осевой зазор δ, в котором между статорным фланцем 21 и роторным лабиринтом 22 устанавливается при сборке с помощью резьбовой втулки 23 в межвальном соединении 24.

Данное устройство работает следующим образом.

При работе двигателя 1 внутренний корпус 8 камеры сгорания 3 нагревается сильнее, чем охлаждаемый маслом вал 13 ротора 14 турбины 4, и поэтому осевые зазоры δ между статорными и роторными деталями опоры 11 “закрываются” до околонулевых величин. На переходных режимах, например при сбросе газа, происходит увеличение (раскрытие) зазоров δ. Бесступенчатая установка зазоров δ при сборке обеспечивается путем завинчивания и вывинчивания резьбовой втулки 23, соединяющей между собой валы 25 и 13 компрессора 2 и турбины 4, при этом вал 13 турбины 4 свободно перемещается в шлицах 26 в осевом направлении в пределах зазора Δ между передним хвостовиком и наружным сферическим кольцом 27.

Источники информации

1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, “Машиностроение”, 1981, стр.204, рис. 4.51в.

2. Там же, стр.136, 137, рис. 4.5а.