RU2464435C1

RU2464435C1 - Turbine pedestal of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2464435C1
Application number: RU2011117430/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Сычев (RU); Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев (RU); Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2011-04-29
Filing date: 2011-04-29
Publication date: 2012-10-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: turbine pedestal of gas turbine engine includes power supply racks inside one of which there located is cooling air supply pipe with distributing outlet branch pipe. Oil supply pipes are provided with air manifold installed on outer side of external pedestal housing. Inner air cavity of manifold is connected at the inlet to cooling air supply channel, and at the outlet through inlet perforation made in deflector to air cavity between cylindrical deflector of oil supply pipe and the pipe itself. Air cavity is connected at the outlet through outlet perforation made in deflector to air cavity of power supply rack. External flange of oil supply pipe is provided with a shank installed telescopically in radial direction in rectangular opening of manifold.

EFFECT: invention allows improving reliability of turbine pedestal of gas turbine engine.

6 dwg

Description

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to the support of turbines of gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известна опора турбины газотурбинного двигателя, силовые стойки которой выполнены наклонными к оси ротора турбины (патент US №6883303 B1).A known turbine support of a gas turbine engine, the power struts of which are made inclined to the axis of the turbine rotor (US patent No. 6883303 B1).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за деформации наклонных стоек под действием радиальных нагрузок.A disadvantage of the known design is the low reliability due to the deformation of the inclined racks under the action of radial loads.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является опора турбины газотурбинного двигателя, размещенная в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления (патент US №6763653 B2).Closest to the claimed design is the support of the turbine of a gas turbine engine, located in the transition channel between the high and low pressure turbines (US patent No. 6763653 B2).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры силовых стоек опоры и труб подвода масла на смазку размещенного в опоре подшипника.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the elevated temperature of the support pillars and oil supply pipes for lubrication of the bearing located in the bearing.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности опоры турбины газотурбинного двигателя путем организации эффективной системы охлаждения силовых стоек и труб подвода масла опоры.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the support of the turbine of a gas turbine engine by organizing an effective cooling system for power racks and support oil supply pipes.

Сущность технического решения заключается в том, что в опоре турбины газотурбинного двигателя с силовыми стойками и с трубами подвода масла внутри силовых стоек, согласно изобретению, внутри одной из силовых стоек расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе, а трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором, внутренняя воздушная полость которого на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой, и далее через выходную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью силовой стойки, причем внешний фланец трубы подвода масла выполнен с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора.The essence of the technical solution lies in the fact that in the support of the turbine of a gas turbine engine with power racks and with oil supply pipes inside the power racks, according to the invention, inside one of the power racks there is a cooling air supply pipe with a distribution pipe at the output, and the oil supply pipes are made with an air collector installed on the outer side of the outer casing of the support, the internal air cavity of which is connected at the inlet to the cooling air supply channel and at the outlet through the inlet perforation in the deflector with an air cavity between the cylindrical deflector of the oil supply pipe and the pipe itself, and then through the output perforation in the deflector with the air cavity of the power rack, the outer flange of the oil supply pipe being made with a shank mounted telescopically in the radial direction in the rectangular hole of the manifold.

Расположение внутри одной из силовых стоек трубы подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе позволяет обеспечить равномерную подачу холодного воздуха на все силовые стойки опоры, что снижает температуру стоек и повышает надежность опоры турбины газотурбинного двигателя.The location inside one of the power racks of the cooling air supply pipe with a distribution pipe at the outlet allows for uniform supply of cold air to all power racks of the support, which reduces the temperature of the racks and increases the reliability of the support of the turbine of the gas turbine engine.

Выполнение труб подвода масла с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором, внутренняя полость которого на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой позволяет организовать эффективное охлаждение труб подвода масла, что уменьшает подогрев масла в трубах и исключает его коксование, повышая тем самым надежность работы подшипника опоры.The implementation of the oil supply pipes with an air manifold installed on the outer side of the outer casing of the support, the inner cavity of which is connected to the cooling air inlet at the inlet, and at the outlet through the perforation in the air deflector between the cylindrical deflector of the oil supply pipe and the pipe itself, allows organizing an effective cooling of the oil supply pipes, which reduces the heating of the oil in the pipes and eliminates its coking, thereby increasing the reliability of the bearing support.

Соединение воздушной полости дефлектора через его выходную перфорацию с воздушной полостью силовой стойки позволяет наиболее полно использовать хладоресурс охлаждающего воздуха и охлаждать силовые стойки с расположенными в них трубами подвода масла.The connection of the air cavity of the deflector through its outlet perforation with the air cavity of the power rack allows the fullest use of the cooling resource of cooling air and the cooling of the power racks with oil supply pipes located in them.

Выполнение внешнего фланца трубы подвода масла с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора, позволяет исключить повышенные напряжения в трубе при ее присоединении к наружному трубопроводу и обеспечить взаимные радиальные температурные деформации трубы и силовой стойки при работе опоры турбины. При этом труба фиксируется в окружном направлении.The implementation of the outer flange of the oil supply pipe with a shank mounted telescopically in the radial direction in the rectangular hole of the collector eliminates the increased stresses in the pipe when it is connected to the external pipe and ensure mutual radial temperature deformations of the pipe and power rack during operation of the turbine support. In this case, the pipe is fixed in the circumferential direction.

На фиг.1 изображен продольный разрез опоры турбины газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of the support of the turbine of a gas turbine engine.

На фиг.2 - сечение А-А на фиг 1.Figure 2 is a section aa in figure 1.

На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.Figure 3 is a section bB in figure 2.

На фиг.4 - элемент I на фиг.3 в увеличенном виде.Figure 4 - element I in figure 3 in an enlarged view.

На фиг.5 - элемент II на фиг.3 в увеличенном виде.Figure 5 - element II in figure 3 in an enlarged view.

На фиг.6 - вид В на фиг.4.Figure 6 is a view In figure 4.

Опора турбины газотурбинного двигателя 1 состоит из наружного корпуса 2 и закрепленных в нем резьбовыми соединениями 3 силовых полых стоек 4 с кольцевым внутренним корпусом 5. Полые стойки 4 расположены в профилированных обтекателях 6, которые размещены в переходном канале 7 между турбиной высокого давления 8 и турбиной низкого давления 9. Во внутренней полости 10 одной из стоек 4 размещена труба 11 подвода охлаждающего воздуха 12 с распределительным патрубком 13 на выходе, через боковые отверстия 14 которого охлаждающий воздух 12 растекается в окружном направлении в основной 15 и дополнительной 16 воздушных полостях. Во внутренних полостях 10 полых стоек 4, число которых для улучшения вибропрочности рабочих лопаток 17 турбины 8 выбрано простым, примерно равномерно по окружности от трубы 11 подвода охлаждающего воздуха, размещены также верхняя 18 и нижняя 19 трубы подвода масла. Каждая из труб 18 и 19 выполнена с установленным с внешней стороны от наружного корпуса 2 опоры воздушным коллектором 20, внутренняя воздушная полость 21 которого на входе соединена с каналом подвода 22 охлаждающего воздуха, а на выходе - через входную перфорацию 23 - с воздушной полостью 24 между цилиндрическим дефлектором 25, охватывающим трубы 18 и 19 с внешней стороны и самой трубой. На выходе воздушная полость 24 через выходную перфорацию 26 дефлектора 25 соединена с внутренней воздушной полостью 10 силовой стойки 4, а также с основной 15 и с дополнительной 16 кольцевыми воздушными полостями. Внешний фланец 27 труб 18 и 19 выполнен с прямоугольным хвостовиком 28, телескопически в радиальном направлении установленным в прямоугольном отверстии 29 коллектора 20. Охлаждающий воздух 12 из внутренних полостей 10 стоек 4 по каналам 30 в наружном корпусе 2 поступает в подкапотное пространство 31 опоры турбины 1.The support of the turbine of the gas turbine engine 1 consists of an outer casing 2 and power hollow posts 4 fixed with threaded connections 3 with an annular inner body 5. Hollow posts 4 are located in profiled fairings 6, which are located in the transition channel 7 between the high pressure turbine 8 and the low turbine pressure 9. In the inner cavity 10 of one of the racks 4 there is a pipe 11 for supplying cooling air 12 with a distribution pipe 13 at the outlet, through the side openings 14 of which cooling air 12 flows into the the same direction in the main 15 and additional 16 air cavities. In the internal cavities 10 of the hollow uprights 4, the number of which is chosen to be simple to improve the vibration resistance of the rotor blades 17 of the turbine 8, approximately uniformly around the circumference of the cooling air supply pipe 11, the upper 18 and lower 19 oil supply pipes are also located. Each of the pipes 18 and 19 is made with an air collector 20 installed on the outer side from the outer casing 2 of the support, the internal air cavity 21 of which is connected at the inlet to the cooling air supply channel 22, and at the outlet, through the perforation 23, with the air cavity 24 between a cylindrical deflector 25, covering the pipe 18 and 19 from the outside and the pipe itself. At the exit, the air cavity 24 is connected through the output perforation 26 of the deflector 25 to the internal air cavity 10 of the power strut 4, as well as to the main 15 and to the additional 16 ring air cavities. The outer flange 27 of the pipes 18 and 19 is made with a rectangular shank 28, telescopically in the radial direction mounted in the rectangular hole 29 of the manifold 20. Cooling air 12 from the internal cavities 10 of the racks 4 through the channels 30 in the outer casing 2 enters the engine compartment 31 of the turbine support 1.

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

При работе опоры турбины газотурбинного двигателя 1 охлаждающий воздух 12 охлаждает силовые стойки 4, в которых расположены трубы 11, 18 и 19, а также через кольцевые полости 15 и 16 - остальные стойки 4 опоры 1, расход воздуха через которые регулируется подбором проходных площадей каналов 30 в наружном корпусе 2.When the support of the turbine support of the gas turbine engine 1, the cooling air 12 cools the power racks 4, in which the pipes 11, 18 and 19 are located, and also through the annular cavities 15 and 16, the remaining racks 4 of the support 1, the air flow through which is regulated by the selection of passage areas of the channels 30 in the outer casing 2.

Claims

Turbine support of a gas turbine engine with power racks and with oil supply pipes inside the power racks, characterized in that a cooling air supply pipe with a distribution pipe at the outlet is located inside one of the power racks, and the oil supply pipes are made with an air pipe installed from the outer side of the outer casing of the support a collector whose internal air cavity at the inlet is connected to the channel for supplying cooling air, and at the outlet through the inlet perforation in the deflector with an air cavity between -cylindrical deflector oil feed pipe and the pipe itself, and further through the outlet perforations in the baffle with the air cavity of the power rack, wherein the outer flange of the oil feed tube is formed with a shank mounted telescopically in the radial direction in a rectangular aperture collector.