Размещение опор и смазка (F02C7/06)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам)
(3070)
Устройство охлаждения задних подшипниковых опор ротора газотурбинного двигателя (варианты) // 2792319
Изобретение относится к охлаждаемым турбинам газотурбинного двигателя авиационного применения, а именно к устройствам подачи охлаждающего воздуха и задним подшипниковым опорам ротора газотурбинных двигателей (ГТД).
Масляная система газотурбинного двигателя // 2786876
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройству масляной системы газотурбинного двигателя (ГТД). Масляная система ГТД содержит масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщающиеся через систему суфлирующих магистралей с суфлером.
Газотурбинная установка // 2785900
Газотурбинная установка, содержащая турбину, приводимую в действие газообразным продуктом горения, корпус газотурбинной установки, который содержит выхлопной корпус, содержащий внутреннюю трубу и внешнюю трубу, подшипник, который поддерживает с возможностью вращения вал турбины, корпус подшипника, который удерживает подшипник, опорную стойку, которая поддерживает корпус газотурбинной установки, распорки, которые соединяют внутреннюю трубу и внешнюю трубу, и первую опору и вторую опору, которые поддерживают корпус подшипника на внутренней трубе.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). В маслосистеме, содержащей маслобак с горизонтальной перегородкой, разделяющей его на циркуляционный отсек в нижней части маслобака и отсек свободного объема в верхней части маслобака, масляный фильтр, корпус которого закреплен в горизонтальной перегородке, магистраль подвода масла с теплообменником, сообщенную с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, сифонный затвор, восходящая часть петли которого образована магистралью подвода масла, а нисходящая часть петли сифонного затвора образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра, жиклер, трубу суфлирования, установленную в отсеке свободного объема, согласно настоящему изобретению, труба суфлирования снабжена рубашкой охлаждения, сообщенной патрубком с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, а трубками - с циркуляционным отсеком, причем один конец патрубка встроен в верхнюю часть боковой стенки корпуса масляного фильтра, а другой его конец снабжен жиклером.
Изобретение относится к области испытательной техники, а именно к стендам имитации масляного контура системы смазки газотурбинного двигателя (ГТД), испытания агрегатов систем смазки и их составляющих, и может быть использовано для проведения испытаний устройств оперативного бортового контроля технического состояния работающего ГТД на наличие металлических частиц износа трущихся поверхностей в потоке масла и масловоздушной смеси системы смазки двигателя, проведения сравнительных испытаний устройств оперативного бортового контроля и систем с варьированием величины прокачки и температуры рабочей среды.
Изобретение относится к распределению осевых нагрузок между опорами ротора. В устройстве распределения осевой силы ротора, содержащем ротор и установленные соосно опоры, воспринимающие осевую нагрузку, в отличие от известного, опоры ротора, воспринимающие осевую нагрузку, содержат расположенные соосно внутренний вал и наружный вал, смещающийся под действием осевого усилия в сторону внутреннего вала, при этом на наружной поверхности внутреннего вала размещен подшипник качения, установленный в корпусе опоры внутреннего вала, и на наружной поверхности наружного вала установлен подшипник качения, расположенный в корпусе опоры наружного вала, корпуса опор внутреннего и наружного вала монтируются на размещенный между ними промежуточный корпус, соосность внутреннего и наружного валов обеспечивается телескопической связью внутренней поверхности наружного вала со сферической поверхностью, расположенной на наружной поверхности внутреннего вала, с передачей крутящего момента через шлицы, при этом между торцевыми поверхностями корпуса опоры наружного вала и промежуточного корпуса и торцевыми поверхностями внутреннего и наружного валов размещены два пакета плоских пружин, причем пакет плоских пружин, расположенный между торцевыми поверхностями корпуса опоры наружного вала и промежуточного корпуса, установлен с зазором, находящимся с внутренней, относительно оси вращения ротора, стороны пакета плоских пружин, установленных между корпусом опоры подшипника, расположенного на наружном валу.
Узел двухпоточного турбореактивного двигателя с эпициклоидальным или планетарным редуктором // 2779834
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя вал (AC), окруженный ротором (RB) низкого давления, окруженным соосным и независимым каскадом (CH) высокого давления, этот турбореактивный двигатель включает в себя от верхнего по потоку фрагмента (AM) к нижнему по потоку фрагменту (AV): вентилятор, приводимый в действие валом (AC); компрессор низкого давления, поддерживаемый ротором (RB); межкомпрессорный корпус; компрессор высокого давления и турбину высокого давления, принадлежащие к каскаду (CH) высокого давления; межтурбинный корпус (18); турбину (19) низкого давления, поддерживаемую ротором (RB); выхлопной корпус (21); этот турбореактивный двигатель включает в себя: верхний по потоку подшипник (24) ротора, поддерживаемый межкомпрессорным корпусом; нижний по потоку подшипник (26) ротора, поддерживаемый выхлопным корпусом (21); редуктор (22) ниже по потоку от нижнего по потоку подшипника (26), через который ротор (RB) приводит в действие вал (AC); нижний по потоку подшипник (34) вала ниже по потоку от нижнего по потоку подшипника (26) ротора.
Масляная система газотурбинного двигателя // 2779209
Изобретение относится к циркуляционным масляным системам авиационных газотурбинных двигателей и может найти применение в двигателестроении и других областях техники. Масляная система газотурбинного двигателя 1 содержит масляные полости 2 опор роторов и коробки приводов агрегатов, маслобак 3.
Маслосистема газотурбинного двигателя // 2770594
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Технический результат - упрощение конструкции, уменьшение габаритов и веса маслобака.
Упорный узел турбомашины // 2769410
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а именно к упорным узлам с осевыми лепестковыми газодинамическими подшипниками, и может быть использовано в качестве опор высокоскоростных турбомашин, в частности в турбогенераторах.
Маслосистема турбореактивных двигателей, размещенных на лопастях несущего винта вертолета // 2759397
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям реактивных приводов несущих винтов. Маслосистема турбореактивных двигателей, размещенных на лопастях несущего винта вертолета, предназначена для питания маслом двигателей с одновременным выполнением функции защиты лопастей несущего винта от обледенения.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя содержит маслобак, нагнетающий насос с перепускным клапаном и напорной магистралью, подключенной к магистралям подачи масла в масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов.
Маслосистема газотурбинного двигателя // 2758809
Маслосистема газотурбинного двигателя относится к области авиадвигателестроения и обеспечивает уменьшение отказов нагнетающего насоса за счет удаления образующейся в нем воздушной пробки. Удаление воздушной пробки из шестеренной полости нагнетающего насоса обеспечивается за счет изготовления нагнетающего и откачивающего насосов в одном блоке масляных насосов и наличием устройства стравливания воздуха, выполненным в виде канала с жиклёром, расположенным между выходами нагнетающего и откачивающего насосов.
Газотурбинный двигатель содержит газогенератор (66), содержащий секцию (11) компрессора и секцию (65) силовой турбины. Секция (65) силовой турбины содержит ротор (81) силовой турбины, поддерживаемый валом (93) силовой турбины, который механически не связан с газогенератором (66).
Изобретение относится к газотурбинным двигателям (далее ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах.
Изобретение может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах. Система смазки газоперекачивающего агрегата со стационарным газотурбинным двигателем (5) содержит маслобак (1) и подсоединенные к нему нагнетающие и сливные трубопроводы и штатный динамический маслоотделитель (7).
Изобретение предназначено для суфлирования масляных полостей опор ротора с циркуляционной системой смазки, и может быть использовано в газотурбинных двигателях (ГТД) различного назначения. Задача по повышению надежности работы маслосистемы газотурбинного двигателя решается способом суфлирования масляной полости опоры ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки и маслокольцевым вакуумным насосом 1 для осуществления данного способа.
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ), применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода разнообразных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.).
Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2730565
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2.
Опора ротора газотурбинного двигателя // 2730557
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к подшипниковым опорам роторов газотурбинных двигателей. Задача по снижению теплового потока в опору ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки решается опорой, содержащей роликовый подшипник с наружным 1 и внутренним 2 кольцами, между которыми расположены ролики 3.
Передняя опора ротора компрессора // 2729579
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к узлам опор роторов газотурбинных двигателей. Задача по повышению газодинамической эффективности компрессора за счет обеспечения стабильных оптимальных значений радиальных зазоров между лопатками ротора и статора компрессора решается тем, что в передней опоре ротора компрессора, включающей радиально-упорный шариковый подшипник 1, установленный своей наружной обоймой 2 в корпус подшипника 3 корпуса передней опоры 4 с тонкостенной конической диафрагмой 5 и фланцем 6, закрепленным к промежуточному корпусу двигателя 7, корпус передней опоры 4 снабжен соосной ему стяжной втулкой в виде тонкостенной конической диафрагмы 8, закрепленной к корпусу подшипника 3 и к промежуточному корпусу двигателя 7 с обеспечением сжимающего усилия в тонкостенной конической диафрагме 5 корпуса передней опоры.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам роторов компрессоров и турбин. Опора ротора высокого давления газотурбинного двигателя, включающая радиально-упорный подшипник, содержащий наружное и внутреннее кольца с гладкими беговыми дорожками, маслоподводящую и отводящую системы, при этом в каждой возможной контактной области шариков и беговых дорожек под осевой нагрузкой на последних выполнена по меньшей мере одна радиальная маслопроводящая канавка.
Малоразмерный газотурбинный двигатель // 2727655
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к малоразмерным газотурбинным двигателям, и может быть использовано, например, в качестве основного или маневрового двигателя беспилотного летательного аппарата, а также как энергосиловая установка для выработки электроэнергии для нужд летательного аппарата.
Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей.
Разгрузочное гидравлическое устройство // 2724033
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях газотурбинных двигателей (ГТД), в частности в конструкциях опор, в которых требуется снизить осевую нагрузку на радиальные, радиально-упорные или упорные подшипники.
Опора ротора с консистентной смазкой // 2723515
Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению, и может найти применение в двигателях, имеющих жесткие ограничения по габаритным размерам и массе. Опора ротора с консистентной смазкой содержит корпус, полый вал, внутри которого расположен порционер, в виде полого цилиндра, с установленным в нем подвижным элементом в виде поршня, с одной стороны которого находится полость с консистентной смазкой, а с другой стороны размещен упругий элемент в виде пружины, подшипник с наружным и внутренним кольцами, сепаратором и телами качения, каналы охлаждения, выполненные в стенках полого вала и корпуса, при этом полость с консистентной смазкой сообщена через маслоподводящие каналы, выполненные в стенке полого вала и порционера, с внутренним кольцом подшипника.
Система смазки и способ смазки подшипников установки для выработки тепловой и механической энергии // 2723283
Изобретение относится к теплоэнергетике, а именно к системам смазки вращающихся элементов энергетических установок, например парогазовой установки выработки тепловой и механической энергии. Система смазки подшипников установки для выработки тепловой и механической энергии содержит накопитель (6) воды, выход которого соединен с входом циркуляционного насоса (9) водяного контура, который выполнен с возможностью подачи воды к первому (10) и второму (11) подшипниковым узлам парогазовой турбины (2).
Маслосистема газотурбинного двигателя // 2720054
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства масляной системы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема содержит маслобак, неприводной центробежный воздухоотделитель, размещенный внутри маслобака, и электромагнитный сигнализатор металлических частиц в масле накопительного типа.
Изобретение относится к турбинному двигателю, такому как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель летательного аппарата. Турбинный двигатель содержит по меньшей мере один масляный контур (8) и охлаждающие средства (16) для охлаждения масла в указанном контуре (8), причем охлаждающие средства (16) содержат контур (17) хладагента, в котором выполнены первый теплообменник (18), обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и воздухом и образующий конденсатор, второй теплообменник (19), обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и маслом в масляном контуре и образующий испаритель, редуктор (20) давления, компрессор (21) и первые регулирующие средства (31), выполненные с возможностью регулирования давления хладагента, поступающего в первый теплообменник (18).
Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства системы суфлирования воздуха авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД). Задачей изобретения является снижение расхода масла в ГТД за счет рациональной организации подвода воздуха и отвода масла от суфлера.
Масляное сопло для газотурбинного двигателя // 2707779
Изобретение относится к масляному соплу для газотурбинного двигателя, содержащему корпус (16), имеющий циркуляционную трубку (18) для находящейся под давлением текучей среды. Корпус (16) сопла содержит первую часть (24) и вторую часть (26), между которыми размещена упруго деформируемая мембрана (52), выполненная с возможностью деформации между закрытым положением, в котором она препятствует циркуляции текучей среды в трубке (18), и положением, в котором она не препятствует циркуляции текучей среды в трубке (18).
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам контроля и сигнализации газотурбинных двигателей. Сигнализатор температуры и магнитных продуктов износа в системе смазки содержит корпус с установленным в нем с зазором постоянным магнитом и электрическую цепь с источником питания.
Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.
Система смазки двигателя газотурбинной установки с утилизацией отработанного моторного масла // 2703596
Изобретение относится к газотурбостроению, а именно к системам смазки газотурбинных двигателей. Система смазки двигателя газотурбинной установки снабжена трёхходовым краном для подачи масла в нагнетающую магистраль или в магистраль откачки масла для его утилизации, датчиком давления масла, радиатором охлаждения масла, маслофильтром, баком отработанного масла, магистралью подачи отработанного масла в камеру сгорания, дозатором уровня подачи отработанного масла в камеру сгорания.
Опора ротора газотурбинного двигателя // 2702778
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к опорам роторов газотурбинных двигателей. Опора ротора газотурбинного двигателя, включающая подшипник, установленный на валу ротора и в корпусе опоры, масляную полость опоры и воздушную предмасляную полость с масляным и воздушным уплотнениями, масляную струйную форсунку, в корпусе которой выполнены отверстие подвода масла и сопло подачи масла к подшипнику.
Газотурбинный двигатель // 2702713
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость.
Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2700110
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины.
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.
Турбомашина содержит два вращающихся вала и один агрегат для смазки, содержащий насос с корпусом, внутри которого установлен ротор, приводимый в движение посредством одного из упомянутых валов. Корпус насоса приводится во вращение посредством другого из упомянутых валов таким образом, что приведение в действие насоса зависит от разницы скоростей вращения валов.
Узел опоры газотурбинного двигателя // 2692511
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и энергетического машиностроения, преимущественно к системам смазки и охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей, и может быть использовано для увеличения эффективности смазки и охлаждения подшипников, например, высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей, где применение охлаждения масловоздушной смесью не представляется возможным, вследствие специфичных условий работы, таких как работа в агрессивной газовой среде или применение в спецтехнике, где не допускается попадание масла в проточную полость.
Кольцевая маслосборная крышка агрегата газотурбинного двигателя, выполненная с возможностью расположения вокруг агрегата и с возможностью вращения вокруг оси, содержит сквозные отверстия для радиального прохождения масла за счет центробежного эффекта, а также средства отклонения масла.
Газотурбинный двигатель (варианты) // 2688073
Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, первый подшипниковый узел, второй подшипниковый узел, ступицу компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления установлен вдоль оси двигателя.
Объектом изобретения является модуль газотурбинного двигателя, содержащий агрегат, вращающийся вместе с кожухом, при этом упомянутый кожух содержит сквозные радиальные отверстия для прохождения масла, выходящего за счет центробежного эффекта, и средства направления в радиальном направлении наружу масла, выходящего из упомянутых отверстий, и картер, образующий, по меньшей мере, часть смазочной камеры для смазки упомянутого агрегата.
Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.
Опора двухвального газотурбинного двигателя // 2685154
Изобретение относится к области газотурбинной техники и может использоваться в конструкциях двухвальных газотурбинных двигателей авиационного и стационарного назначения. Опора двухвального газотурбинного двигателя содержит подшипник опоры турбины высокого давления, установленный между роторами низкого и высокого давления, форсунку, сообщенную с магистралью подачи масла, для подачи масла через отверстия в валу ротора низкого давления на указанный подшипник, и окна, выполненные в цапфе вала ротора низкого давления.
Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц25БД/100-1,35М в составе с газотурбинным двигателем НК-36СТ в условиях компрессорных станций.
Изобретение относится к области машиностроения и двигателестроения и может быть использовано в подшипниковых узлах с консистентной смазкой, например в опорах роторов турбомашин с консистентной смазкой. Устройство для смазки подшипников роторной машины включает подшипник, установленный внутренним кольцом на полый вал, а наружным кольцом контактирующий с корпусом, активаторы, симметрично установленные с двух сторон от подшипника.
Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя // 2682215
Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей. Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя включает измерение осевой нагрузки на требуемом режиме работы на базовом двигателе из серии с одновременным замером давления во внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку.
Подшипник скольжения межроторной опоры // 2680466
Изобретение относится к области авиационного моторостроения и может быть использовано в подшипниках скольжения межроторных опор газотурбинных двигателей. Подшипник скольжения межроторной опоры включает наружное и внутреннее кольца.
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, полости наддува и предмасляные полости турбин высокого и низкого давления.
