Маслосистема газотурбинного двигателя



Маслосистема газотурбинного двигателя
Маслосистема газотурбинного двигателя
Маслосистема газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2416033:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Маслосистема газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к маслосистеме высокотемпературного ГТД летательного аппарата. Характерной особенностью маслосистемы является использование на входе в суфлер смесительного коллектора с двумя входными каналами для отвода разнородных по своим физическим параметрам (температуре, давлению и концентрации масляных включений) потоков суфлируемой воздушно-масляной смеси от масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора, компрессора и турбины. Благодаря рациональной организации отвода суфлируемых потоков воздушно-масляной смеси от масляных полостей и их взаимодействию перед входом в суфлер удается не только снизить расход масла в двигателе, но и предотвратить явление «запирания» суфлера при забросах давления в суфлирующих магистралях, появляющихся при прорыве горячих газов и воздуха в масляную полость опорного подшипника ротора турбины на повышенных режимах работы двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме высокотемпературного газотурбинного двигателя (ГТД) летательного аппарата.

Известна маслосистема ГТД, содержащая масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей и суфлер с атмосферой (патент РФ №2328609 класса F02C 7/06, опубл. в 2008 г.).

В этой маслосистеме все масляные полости опорных подшипников ротора двигателя сообщаются между собой через общую суфлирующую магистраль, которая через осевой приводной суфлер сообщается с окружающей атмосферой.

Известная маслосистема в случае ее применения в высокотемпературном ГТД будет иметь чрезмерный расход смазки не только за счет ее большого испарения в масляной полости опорного подшипника ротора турбины, расположенной в выхлопном устройстве двигателя (внутри конуса-обтекателя), но и из-за испарения масла в общей суфлирующей магистрали, куда попадают частицы масла вместе с суфлируемым воздухом из более холодных масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

Объясняется это обстоятельство тем, что температура воздуха и газов, попадающих в общую суфлирующую магистраль из масляной полости опорного подшипника ротора турбины, может значительно превышать температуру 200°С, которая является предельной для авиационного масла ИПМ-10, наиболее массового масла для теплонапряженных ГТД.

Другим недостатком известной маслосистемы является «запирание» суфлера, возникающее при избыточном давлении воздушно-масляной смеси в общей суфлирующей магистрали из-за прорыва горячего воздуха через масляные уплотнения масляной полости опорного подшипника ротора турбины на повышенных режимах работы двигателя. «Запирание» суфлера приводит к резкому снижению расхода воздуха через него и резкому увеличению расхода масла через двигатель (выброс масла в окружающую атмосферу).

Задачей изобретения является снижение расхода смазки в ГТД за счет рациональной организации отвода суфлируемых потоков воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины и взаимодействия суфлируемых потоков перед вводом их в суфлер.

Указанная задача решается тем, что в маслосистеме газотурбинного двигателя, содержащей масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей и суфлер с атмосферой, согласно изобретению на входе в суфлер установлен смесительный коллектор, снабженный двумя входными каналами для подвода воздушно-масляной смеси, один из которых сообщен с масляной полостью опорного подшипника ротора турбины, а другой - с масляными полостями опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

Входные каналы коллектора могут быть размещены напротив друг друга.

Смесительный коллектор может быть выполнен в виде цилиндра, ось которого параллельна оси входного канала в суфлер, причем входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины размещен тангенциально к боковой поверхности цилиндра, а входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора - в торце цилиндра.

Снабдив маслосистему смесительным коллектором с двумя каналами ввода суфлируемой воздушно-масляной смеси, мы получим возможность свести к минимуму контакт горячей воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины с воздушно-масляной смесью из более холодных масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, что уменьшит испарение содержащейся в смеси смазки и сократит ее расход в двигателе, так как известно, что пары масла суфлер не улавливает.

Разместив каналы ввода суфлируемой воздушно-масляной смеси в коллектор напротив друг друга, мы получим возможность «затормозить» скорость движения наиболее крупных частиц смазки в двух двигающихся навстречу друг другу потоках воздушно-масляной смеси, что будет способствовать коагуляции частиц масла и осаждению их на стенках смесительного коллектора, а следовательно, повышению эффективности работы суфлера.

Придав смесительному коллектору цилиндрическую форму и направив струю суфлируемой воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины тангенциально к его боковой стенке, мы получим возможность использовать динамический напор струи для повышения эффективности процесса воздухоотделения, при этом освобождается от крупных частиц масла центральная зона коллектора, куда будет направлена более холодная струя воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, имеющая к тому же и меньшую концентрацию масляных включений, что позволит исключить явление «запирания» суфлера.

На фиг.1 показана принципиальная схема маслосистемы ГТД со смесительным коллектором, входные каналы которого размещены напротив друг друга;

на фиг.2 - принципиальная схема маслосистемы ГТД с цилиндрическим смесительным коллектором;

на фиг.3 - сечение А-А фиг.2.

Маслосистема газотурбинного двигателя включает в себя масляные полости 1, 2 и 3 опорных подшипников роторов, соответственно вентилятора, компрессора и турбины. На коробке приводов 4 крепится приводной осевой центробежный суфлер 5, на входе в который установлен смесительный коллектор 6, снабженный двумя входными каналами 7 и 8 для подвода суфлируемой воздушно-масляной смеси.

Входные каналы 7 и 8 размещены напротив друг друга. Входной канал 7 через магистрали 9, 10 и 11 сообщен с масляными полостями 1 и 2 опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, а входной канал 8 через магистраль 12 - с масляной полостью 3 опорного подшипника ротора турбины.

На фиг.3 изображен смесительный коллектор 13, выполненный в виде цилиндра, ось которого параллельна оси суфлера 5. Коллектор 13 снабжен двумя входными каналами 14 и 15, один из которых (14) расположен тангенциально к боковой стенке коллектора 1, а другой (15) установлен в его торце.

При работе газотурбинного двигателя через уплотнительные устройства внутрь масляных полостей 1, 2 и 3 подшипниковых опор ротора вентилятора, компрессора и турбины прорываются под давлением горячие воздух и газы из проточной части, что приводит не только к испарению в них масла, но и к его интенсивному перемешиванию с воздухом и газами с образованием воздушно-масляной смеси (аэрозоля). Образовавшаяся в масляной полости 3 опорного подшипника ротора турбины воздушно-масляная смесь имеет наибольшую температуру, давление и концентрацию масляных включений, поэтому она эвакуируется из нее через отдельную магистраль 12 и канал 8 сразу в коллектор 6.

Воздушно-масляная смесь, образовавшаяся в масляных полостях 1 и 2, имеет значительно меньшую температуру, давление и концентрацию масляных включений, поэтому она эвакуируется из них другим путем - по магистралям 9, 10 и 11 и через канал 7 в коллектор 6 с противоположной его стороны.

При столкновении двух потоков суфлируемой воздушно-масляной смеси в общем объеме коллектора 6 происходит выравнивание в них давлений и торможение наиболее крупных частиц масла с укрупнением включений смазки. Заторможенные крупные частицы масла оседают на стенках коллектора 6 и перемещаются к лопаткам осевого центробежного суфлера 5, приводимого во вращение от коробки приводов 4. Торможение крупных частиц масла позволяет увеличить время пребывания их в проточной части суфлера, что повышает его эффективность.

Смесительная камера 13, имеющая цилиндрическую форму и входные каналы 14 и 15, первый из которых установлен касательно к боковой поверхности цилиндра, а второй - в его торце, предотвратит «запирание» суфлера 5 при забросах давления в магистралях 11 и 12 благодаря высвобождению от крупных частиц масла центральной зоны суфлера, так как они под действием центробежных сил перемещаются на периферийную зону крыльчатки суфлера.

Изобретение позволяет значительно снизить расход масла в двигателе.

1. Маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей, и суфлер, отличающаяся тем, что на входе в суфлер установлен смесительный коллектор, снабженный двумя входными каналами для подвода воздушно-масляной смеси, один из которых сообщен с масляной полостью опорного подшипника ротора турбины, а другой - с масляными полостями опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

2. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что входные каналы коллектора размещены напротив друг друга.

3. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что смесительный коллектор выполнен в виде цилиндра, ось которого параллельна оси входного канала в суфлер, причем входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины размещен тангенциально к боковой поверхности цилиндра, а входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора - в торце цилиндра.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным двухвальным двигателям с противовращением роторов. .

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к опорам для вращающихся с большой окружной скоростью роторов газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к устройствам смазки радиальных роликоподшипников, и может использоваться для смазки работающих в тяжелых условиях межроторных роликоподшипников.

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения. .

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного двигателя, предназначенного к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при скоростях (М>2,3), и позволяет наиболее рационально использовать незначительный хладоресурс топлива, потребляемого теплонапряженным авиационным газотурбинным двигателем, для охлаждения наиболее проблемного по температуре масла участка маслосистемы - нагнетающей магистрали напорного насоса, в которой расположены элементы автоматики маслосистемы, фильтр, топливомасляный теплообменник и форсунки подачи масла.

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к двигателестроению, преимущественно к подшипниковым узлам краткоресурсных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим определять эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей

Изобретение относится к подшипнику вращающегося вала турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбинной установке, в частности к турбореактивному двигателю, включающему в себя встроенный генератор электрического тока, расположенный соосно с турбинной установкой

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора проектируемого или находящегося в эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбомашин авиационного и наземного применения

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к конструкции опор этих двигателей

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к масляным системам газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), с регулированием количества смазочного материала
Наверх