RU2117772C1 - Turbocompressor - Google Patents
Turbocompressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2117772C1 RU2117772C1 RU96124557/06A RU96124557A RU2117772C1 RU 2117772 C1 RU2117772 C1 RU 2117772C1 RU 96124557/06 A RU96124557/06 A RU 96124557/06A RU 96124557 A RU96124557 A RU 96124557A RU 2117772 C1 RU2117772 C1 RU 2117772C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- shaft
- gas
- bearings
- shells
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано в качестве одного из основных агрегатов в газотурбинных установках (двигателях), а также в двигателях внутреннего сгорания для турбонаддува и в детандерных установках. The invention relates to the field of energy and can be used as one of the main units in gas turbine units (engines), as well as in internal combustion engines for turbocharging and in expander units.
Известны различные компоновочные решения компрессоров с приводом от турбины ( турбокомпрессоров), применяемых в газотурбинных установках (двигателях) и в двигателях внутреннего сгорания с наддувом. There are various layout solutions for turbine driven compressors (turbocompressors) used in gas turbine units (engines) and in supercharged internal combustion engines.
Известен "Турбовальный ГТД с осецентробежным двухступенчатым компрессором и осевой турбиной" [3]. Famous "Turbo-type gas turbine engine with a centrifugal two-stage compressor and axial turbine" [3].
К недостаткам данного технического решения можно отнести то, что в данной компоновке опоры располагаются на участке вала, передающем усилие от турбины к компрессору, т.е. на сравнительно большом диаметре, а также то, что затруднен доступ к таким опорам. Эти обстоятельства снижают эксплуатационную технологичность, т.к., чтобы заменить опоры, требуется полностью разобрать установку, а подшипники больших диаметров при высоких окружных скоростях не допускают консистентную смазку, подаваемую без прокачки. The disadvantages of this technical solution include the fact that in this arrangement, the supports are located on the shaft section that transfers the force from the turbine to the compressor, i.e. on a relatively large diameter, as well as the fact that access to such supports is difficult. These circumstances reduce operational manufacturability, because in order to replace the bearings, it is necessary to completely disassemble the installation, and bearings of large diameters at high peripheral speeds do not allow the grease supplied without pumping.
Известен турбокомпрессор, содержащий центробежный компрессор и осевую турбину, расположенные на одном валу [2]. Known turbocharger containing a centrifugal compressor and an axial turbine located on the same shaft [2].
Данное техническое решение имеет аналогичные недостатки, отмеченные выше. This technical solution has similar disadvantages noted above.
Наиболее близким техническим решением является турбокомпрессор в турбоприводе для использования энергии сжатого газа магистрального газопровода [1]. The closest technical solution is a turbocharger in a turbo drive for using the energy of compressed gas of the main gas pipeline [1].
К недостатку данного технического решения следует отнести большое расстояние между опорами, что приводит конструкцию к понятию "гибкий вал", а следовательно, к его колебаниям на переходных режимах работы турбокомпрессора. The disadvantage of this technical solution is the large distance between the supports, which leads the design to the concept of "flexible shaft" and, consequently, to its vibrations during transient operation of the turbocompressor.
Целью изобретения является расширение арсенала технических средств и повышение надежности работы турбокомпрессора путем реализации одного из вариантов конструкции корпуса турбины, позволяющего максимально сократить расстояние между опорами и уменьшить деформацию конструкции от воздействия высоких температур. The aim of the invention is to expand the arsenal of technical means and increase the reliability of the turbocharger by implementing one of the design options for the turbine housing, which allows to minimize the distance between the supports and reduce the deformation of the structure from high temperatures.
Поставленная цель достигается тем, что в турбокомпрессоре, содержащем осевую турбину и два центробежных компрессора, рабочие колеса которых смонтированы по обе стороны турбины на одном валу, расположенном на опорах, а корпуса оснащены патрубками и сопловыми аппаратами подвода и отвода рабочих тел и перегородками с уплотнительными элементами, охватывающими вал, корпус турбины образован тремя коаксиально расположенными оболочками, первая из которых охватывает колесо турбины и выполнена в виде отрезка цилиндрической трубы с закрепленными на одном из ее торцов сопловым аппаратом, вторая удалена на заданное расстояние от первой и выполнена в виде части сферы с диаметрально расположенными отверстиями и патрубками подвода и отвода рабочего тела, третья удалена на заданное расстояние от второй и выполнена в виде цилиндрического каркаса жесткости с отверстиями прохода патрубков, в свою очередь первая и вторая оболочки соединены между собой наклонной к оси перегородкой, образующей с ними коллекторы подвода и отвода рабочего тела турбины, вторая и третья оболочки соединены между собой по торцам с помощью колец в виде фланцев крепления корпусов компрессоров, образующих с ними полость, сообщающуюся с окружающей средой. This goal is achieved by the fact that in a turbocharger containing an axial turbine and two centrifugal compressors, the impellers of which are mounted on both sides of the turbine on one shaft located on the bearings, and the bodies are equipped with nozzles and nozzle devices for supplying and discharging working fluids and partitions with sealing elements covering the shaft, the turbine housing is formed by three coaxially located shells, the first of which covers the turbine wheel and is made in the form of a segment of a cylindrical pipe with fixed at one of its ends with a nozzle apparatus, the second is removed at a predetermined distance from the first and made as part of a sphere with diametrically located holes and nozzles for supplying and discharging the working fluid, the third is removed at a predetermined distance from the second and made in the form of a cylindrical stiffening frame with holes the passage of the nozzles, in turn, the first and second shells are interconnected by a partition inclined to the axis, forming collectors for supplying and removing the turbine working fluid with them, the second and third shells are connected to Between themselves at the ends with the help of rings in the form of flanges for fastening the compressor housings, forming a cavity with them that communicates with the environment.
Полость между второй и третьей оболочками заполнена теплоизолирующим материалом, например базальтовой ватой. The cavity between the second and third shells is filled with heat insulating material, such as basalt wool.
Опоры вала установлены по обе стороны турбины и выполнены в виде газостатических подшипников, при этом диск турбины выполнен в виде пяты двустороннего кольцевого газостатического подпятника. The shaft supports are installed on both sides of the turbine and are made in the form of gas-static bearings, while the turbine disk is made in the form of a heel of a bilateral annular gas-static bearing.
Опоры вала установлены по обе стороны турбины и выполнены в виде газостатических подшипников, а на кольцах установлены подшипники качания с упругодемпферными обоймами. The shaft bearings are installed on both sides of the turbine and are made in the form of gas-static bearings, and swing rings with elastic damper bearings are installed on the rings.
Совокупность существенных признаков турбокомпрессора позволяет иные свойства в сравнении с известными решениями, заключающиеся в том, что предложенное компоновочное решение корпуса турбины, позволяет, во-первых, значительно уменьшить расстояние мелу опорами и, следовательно, повысить жесткость вала, во-вторых, снизить воздействие температуры на изменение линейных размеров конструктивных элементов и, следовательно, сохранить рабочие зазоры в турбине и компрессорах, в-третьих, внедрить газостатические подшипники с их расположением по обе стороны турбины и, следовательно, снизить радиальные и осевые силы, а в сочетании с реализацией подшипников качения обеспечить повышение надежности работы и эксплуатационной технологичности турбокомпрессора. The set of essential features of a turbocharger allows different properties in comparison with the known solutions, namely, that the proposed layout solution of the turbine housing allows, firstly, to significantly reduce the distance to the chalk supports and, therefore, to increase the stiffness of the shaft, and secondly, to reduce the effect of temperature to change the linear dimensions of structural elements and, therefore, to maintain working clearances in the turbine and compressors; thirdly, to introduce gas-static bearings with their location along both sides of the turbine and, consequently, to reduce radial and axial forces, and in combination with the implementation of rolling bearings, to ensure increased reliability and operational manufacturability of the turbocharger.
Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критерию "изобретательский уровень". Thus, the proposed technical solution meets the criterion of "inventive step".
На фиг. 1 приведен вариант турбокомпрессора с опорами качения или скольжения; на фиг. 2 - с газостатическими подшипниками. In FIG. 1 shows a variant of a turbocharger with rolling or sliding bearings; in FIG. 2 - with gas-static bearings.
Основными общими элементами турбокомпрессора для двух вариантов являются: 1 - турбина; 2 - первый компрессор; 3 - второй компрессор; 4 - вал; 5 - корпус первого компрессора; 6 - корпус второго компрессора; 7 - корпус турбины; 8 и 9 - фланцы (кольцо); 10 - цилиндрическая оболочка; 11 - сферическая оболочка (тонкостенная); 12 - каркас жесткости; 13 - сопловой аппарат; 14 - кольцевая перегородка; 15 - патрубок подвода; 16 - патрубок отвода; 17 - коллектор подвода; 18 - коллектор отвода; 19 - полость между сферической оболочкой и каркасом жесткости; 20 и 21 - перегородки в виде диска (дисковые перегородки); 22 и 23 - уплотнительные элементы. The main common elements of a turbocharger for two options are: 1 - turbine; 2 - the first compressor; 3 - second compressor; 4 - shaft; 5 - housing of the first compressor; 6 - the housing of the second compressor; 7 - turbine housing; 8 and 9 - flanges (ring); 10 - a cylindrical shell; 11 - spherical shell (thin-walled); 12 - frame stiffness; 13 - nozzle apparatus; 14 - an annular partition; 15 - inlet pipe; 16 - branch pipe; 17 - supply manifold; 18 - tap collector; 19 - the cavity between the spherical shell and the frame of rigidity; 20 and 21 - partitions in the form of a disk (disk partitions); 22 and 23 - sealing elements.
К элементам, характеризующим вариант турбокомпрессора, представленного на фиг. 1, относятся: 24 - опоры-подшипники качения (с упругодемпферными обоймами); 25 - уплотнительный элемент полости подшипника; 26 - гайка крепления подшипника на валу. To the elements characterizing the variant of the turbocharger shown in FIG. 1, include: 24 - bearings-rolling bearings (with elastic damper cages); 25 - a sealing element of the bearing cavity; 26 - a nut of fastening of the bearing on a shaft.
К элементам, характеризующим вариант турбокомпрессора, представленного на фиг. 2, относятся: 27 - втулка газостатического подшипника; 28 - цапфа вала; 29 - пята двустороннего кольцевого газостатического подпятника. To the elements characterizing the variant of the turbocharger shown in FIG. 2, include: 27 - sleeve gas-static bearing; 28 - shaft pin; 29 - heel of the bilateral annular gas-static thrust bearing.
Турбокомпрессор выполнен с осевой турбиной 1 и двумя центробежными компрессорами 2 и 3. Первый компрессор 2 и второй 3 могут представлять собой как первую и вторую ступень одного компрессора или могут быть выполнены независимыми. Рабочие колеса турбины и компрессора расположены на одном валу 4. Корпуса 5 и 6 компрессоров соединены с корпусом 7 турбины с помощью кольцевых элементов, выполненных в виде фланцев 8 и 9. Корпус турбины представляет собой три коаксиально расположенные оболочки, первая из которых цилиндрическая 10, вторая сферическая 11 и третья каркасная 12. Цилиндрическая оболочка имеет сопловой аппарат 13 турбины и соединена со сферической с помощью кольцевой перегородки 14. Поверхности сферической и цилиндрической оболочек и кольцевой перегородки совместно с патрубками подвода 15 и отвода 16 рабочего тела турбины, закрепленными на сферической оболочке, образуют коллектор подвода 17 и отвода 18 рабочего тела турбины. В свою очередь сферическая оболочка соединена с каркасом жесткости через вышеописанные фланцы 8 и 9 с образованием полости 19, сообщающейся с окружающей средой. Полость турбины разделена с полостями компрессоров дисковыми перегородками 20 и 21 с уплотнительными элементами 22 и 24. The turbocharger is made with an axial turbine 1 and two centrifugal compressors 2 and 3. The first compressor 2 and second 3 can be either the first or second stage of one compressor or can be made independent. The impellers of the turbine and compressor are located on the same shaft 4. The compressor housings 5 and 6 are connected to the turbine housing 7 using ring elements made in the form of flanges 8 and 9. The turbine housing consists of three coaxially located shells, the first of which is cylindrical 10, the second spherical 11 and the third frame 12. The cylindrical shell has a nozzle apparatus 13 of the turbine and is connected to the spherical via an annular partition 14. The surfaces of the spherical and cylindrical shells and the annular partition together with nozzles for the inlet 15 and outlet 16 of the turbine working fluid, mounted on a spherical shell, form the collector of the supply 17 and outlet 18 of the turbine working fluid. In turn, the spherical shell is connected to the frame of rigidity through the above-described flanges 8 and 9 with the formation of the cavity 19, communicating with the environment. The turbine cavity is separated from the compressor cavities by disk partitions 20 and 21 with
Применительно к варианту турбокомпрессора, представленного на фиг. 1, на концах установлены опоры в виде подшипников качения 24, закрепленных гайкой 26, а их полости от утечки смазки защищены уплотнительными элементами 25. In relation to the embodiment of the turbocharger shown in FIG. 1, supports are installed at the ends in the form of
Применительно к варианту турбокомпрессора, представленного на фиг. 2, опоры выполнены в виде газостатического подшипника и подпятника с втулкой 27, цапфой 28 и пятой 29, выполненной на рабочем колесе турбины. Из-за упрощения описания подвод воздуха к газостатическому подшипнику не показан (вместо воздуха можно применять любой газ). In relation to the embodiment of the turbocharger shown in FIG. 2, the supports are made in the form of a gas-static bearing and a thrust bearing with a
Принцип работы предложенного турбокомпрессора ничем не отличается от работы известных турбокомпрессоров, поэтому его не следует описывать. Целесообразно в этом случае показать какие новые качества достигаются предложенной компоновкой и конструкцией отдельных элементов. The principle of operation of the proposed turbocharger is no different from the operation of known turbochargers, therefore, it should not be described. It is advisable in this case to show what new qualities are achieved by the proposed layout and design of individual elements.
Во-первых, предложенная конструкция корпуса турбины в части совмещения коллекторов подвода и отвода рабочего тела турбины значительно сокращает длину вала на участке между рабочими колесами турбины и компрессоров. Firstly, the proposed design of the turbine housing in terms of combining the collectors for supplying and removing the working fluid of the turbine significantly reduces the length of the shaft in the area between the impellers of the turbine and compressors.
Выполнение сферической оболочки тонкостенной, которая в процессе работы нагревается до температуры 700 - 900oC и, следовательно, в сильной степени изменяет свои линейные размеры, в сочетании с каркасом жесткости, который находится под влиянием в основном температуры окружающей среды и, следовательно, изменяет свои линейные размеры незначительно, позволяет фланцам 8 и 9, а, следовательно, корпусам компрессоров сохранять свое местоположение при воздействии на корпус турбины высокой температуры.The execution of a thin-walled spherical shell, which is heated to a temperature of 700 - 900 o C during operation and, therefore, changes its linear dimensions to a large extent, in combination with a stiffening frame, which is mainly influenced by the ambient temperature and, therefore, changes its linear dimensions are insignificant, allows flanges 8 and 9, and, therefore, compressor housings to maintain their location when exposed to high temperature turbine housing.
С целью уменьшения лучистого теплового потока от сферической оболочки на каркас жесткости полость 19 можно заполнить теплоизолятором, например базальтовой ватой. In order to reduce the radiant heat flux from the spherical shell to the stiffening frame, the cavity 19 can be filled with a heat insulator, such as basalt wool.
В случае выполнения уплотнительных элементов 22 и 23 в виде кольцевых щелей, охватывающих вал, представляется возможным ввести в полость турбины относительно холодный воздух, что позволит частично охладить рабочее колесо турбины и вал, а следовательно, уменьшить изменение линейных размеров вала. In the case of sealing elements 22 and 23 in the form of annular slots covering the shaft, it seems possible to introduce relatively cold air into the turbine cavity, which will partially cool the turbine impeller and shaft, and therefore reduce the linear dimension of the shaft.
Расположение опор на концах вала позволяет применить подшипники меньшего диаметра, а, следовательно, повысить обороты турбокомпрессора, т.е. выполнить его с меньшими размерами и применить консистентную смазку иди жидкую без прокачки, что повысит эксплуатационную технологичность. The location of the bearings at the ends of the shaft allows the use of bearings of a smaller diameter, and, therefore, increase the speed of the turbocharger, i.e. perform it with smaller dimensions and apply grease or go liquid without pumping, which will increase operational manufacturability.
Кроме того, в такой компоновке можно уменьшить ряд проблем, связанных с применением газостатических подпятников и подшипников, в которых зазоры соизмеримы с изменением размеров конструкции от температуры. Это достигается тем, что полость их расположения можно продувать воздухом утечек из компрессора. С другой стороны, в случае появления динамической неустойчивости имеется возможность реализации комбинированной опоры, т.е. на одном из концов вала установить подшипник качения, например, с упруго-демпферной обоймой. In addition, in this arrangement it is possible to reduce a number of problems associated with the use of gas-static bearings and bearings, in which the gaps are commensurate with the change in the size of the structure from temperature. This is achieved by the fact that the cavity of their location can be purged with air leaks from the compressor. On the other hand, in the event of a dynamic instability, it is possible to implement a combined support, i.e. install a rolling bearing on one of the shaft ends, for example, with an elastic-damper cage.
Вышеописанные положительные качества позволяют предложенным решением расширить арсенал технических средств и повысить надежность работы турбокомпрессора в различных наземных энергоустановках. The above positive qualities allow the proposed solution to expand the arsenal of technical means and increase the reliability of the turbocharger in various ground-based power plants.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96124557/06A RU2117772C1 (en) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | Turbocompressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96124557/06A RU2117772C1 (en) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | Turbocompressor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2117772C1 true RU2117772C1 (en) | 1998-08-20 |
| RU96124557A RU96124557A (en) | 1998-12-20 |
Family
ID=20188666
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96124557/06A RU2117772C1 (en) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | Turbocompressor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2117772C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1790832A1 (en) * | 2005-11-23 | 2007-05-30 | ABB Turbo Systems AG | Insulation for a turbo charger |
| RU2498079C1 (en) * | 2011-03-24 | 2013-11-10 | Атлас Копко Энергаз Гмбх | Turbine assembly |
| EP3483450A1 (en) * | 2017-11-14 | 2019-05-15 | Garrett Transportation I Inc. | Multi-stage compressor with turbine section for fuel cell system |
| RU2776227C1 (en) * | 2021-10-14 | 2022-07-14 | Евгений Николаевич Захаров | Turbocharger of the pressurization system of the internal combustion engine |
-
1996
- 1996-12-27 RU RU96124557/06A patent/RU2117772C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 2. Тракторные дизели; Справочник. /Под общей ред. Взорова Б.А. - М.: Машиностроение, 1981, рис. 3.1.а. 3. Павленко В.Ф. и др. Боевая авиационная техника. Серия "Летательные аппараты, силовые установки и их эксплуатация". - М.: Военное издательство, 1984, с. 220, рис. 3.65. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1790832A1 (en) * | 2005-11-23 | 2007-05-30 | ABB Turbo Systems AG | Insulation for a turbo charger |
| RU2498079C1 (en) * | 2011-03-24 | 2013-11-10 | Атлас Копко Энергаз Гмбх | Turbine assembly |
| EP3483450A1 (en) * | 2017-11-14 | 2019-05-15 | Garrett Transportation I Inc. | Multi-stage compressor with turbine section for fuel cell system |
| RU2776227C1 (en) * | 2021-10-14 | 2022-07-14 | Евгений Николаевич Захаров | Turbocharger of the pressurization system of the internal combustion engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6478553B1 (en) | High thrust turbocharger rotor with ball bearings | |
| US4541786A (en) | Ceramic turbocharger | |
| US8186886B2 (en) | Turbocharger shaft bearing system | |
| US7371011B2 (en) | Turbocharger shaft bearing system | |
| US3411706A (en) | Bearing durability enhancement device for turbocharger | |
| KR102034165B1 (en) | An oil-free turbocharger bearing assembly having conical shaft supported on compliant gas bearings | |
| US8740465B2 (en) | Bearing system | |
| US8807840B2 (en) | Insulating and damping sleeve for a rolling element bearing cartridge | |
| US4697981A (en) | Rotor thrust balancing | |
| US4355850A (en) | Bearing of a turbomachine | |
| BRPI1014437B1 (en) | DUAL BODY GAS TURBINE ENGINE | |
| US4482303A (en) | Turbo-compressor apparatus | |
| US2911138A (en) | Turbo-compressor | |
| GB2064656A (en) | A Turbo-supercharger | |
| KR20010053362A (en) | Low speed high pressure ratio turbocharger | |
| US9234542B2 (en) | Bearing system | |
| US6966746B2 (en) | Bearing pressure balance apparatus | |
| US2866522A (en) | Lubricating arrangements for bearings of rotatable shafts | |
| RU2117772C1 (en) | Turbocompressor | |
| EP4015852A1 (en) | Bearing housing with slip joint | |
| EP3023605B1 (en) | Radially stacked intershaft bearing | |
| US2732695A (en) | davis | |
| US11732607B2 (en) | Bearing structure, turbocharger having the same, and assembly method of turbocharger | |
| WO2016199818A1 (en) | Bearing unit | |
| RU2166672C2 (en) | Support for turbo-compressor rotor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20041228 |