Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя



Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя
Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя
Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2426902:

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

Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, относится к измерениям сил, действующих на силовые элементы конструкции газотурбинного двигателя во время его эксплуатации и при его доводке, в частности к замерам сил на упорном подшипнике, и позволяет снизить трудоемкость определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения. Способ включает определение осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя на нескольких режимах работы двигателя, измерение Roc, РВХ* и PВЫХ* для трех режимов работы двигателя, построение зависимости принятие этой зависимости в качестве универсальной для данного типа двигателя, определение для заданного режима работы двигателя РВХ* и πk, используя универсальную зависимость вынесения суждения о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы двигателя, где - приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник, Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя, РВХ* - полное давление на входе в компрессор, РВЫХ* - полное давление на выходе из компрессора, - степень сжатия компрессора. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

 

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

Известен способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя расчетным путем (см. Г.С.Скубачевский «Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей.», М., Машиностроение, 1969, стр.27-39). Такой способ обладает не очень высокой достоверностью из-за достаточно большого количества допущений при расчетах осевой нагрузки. Чаще всего этот способ применяется при проектировании новых авиационных двигателей для сравнения различных вариантов их силовых схем. Сам способ хотя и достаточно прост, однако приходится считать множество вариантов и режимов работы двигателя. Особенно возрастает число необходимых расчетов по этому способу для современных, многорежимных авиационных двигателей.

Известен также способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора, преимущественно авиационного газотурбинного двигателя, включающий прямое измерение осевой нагрузки, например, тензометрированием (патент РФ №2160435, МПК G01L 5/12, опубл. 10.12.2000 г.). Достоверность такого способа определения осевой нагрузки достаточна для точного определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник.

Однако это самый трудоемкий и дорогой способ, так как требует, во-первых, доработки самой опоры ротора и, во-вторых, двигатель должен отработать на всех режимах не только на стенде при условиях нулевой скорости и нулевой высоты полета, но и должен отработать на высотно-скоростном стенде, имитирующем полет на объекте. Кроме того, этот способ неприемлем для определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник двигателя в условиях его эксплуатации на объекте, так как с переделанной опорой двигатель сможет работать очень ограниченное время.

С другой стороны, существует настоятельная необходимость в знании осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора каждого находящегося в эксплуатации двигателя, так как эта величина определяет долговечность подшипника и, следовательно, надежность и ресурс всего авиационного двигателя. Надо отметить, что при эксплуатации двигателя «по техническому состоянию» необходимо знать осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник во время всего полета объекта с этим двигателем.

Задачей изобретения является снижение трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения.

Указанная задача достигается тем, что в способе определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающем ее определение на нескольких режимах работы двигателя, измеряют Roc, РВХ* и РВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют РВХ* и πK и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы двигателя, где

- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник,

Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,

РВХ* - полное давление на входе в компрессор,

РВЫХ*- полное давление на выходе из компрессора,

πkвых*/Рвх* - степень сжатия компрессора.

Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно.

Новым здесь является то, что измеряют Roc, PBX* и РВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют РВХ* и πk и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы. Это стало возможным ввиду того, что экспериментально было установлено, что построенная по замерам на трех режимах работы двигателя зависимость носит универсальный характер для данного типа двигателя и все замеры на разных режимах работы двигателя ложатся на эту кривую. Используя эту универсальную зависимость, зная πk и РВХ* на интересующем нас режиме всегда можно определить значение осевой силы, действующей на упорный подшипник на этом конкретном режиме. Это позволяет значительно снизить трудоемкость определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, так как достаточно произвести замеры осевой нагрузки лишь на трех режимах работы двигателя.

Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно по причине того, что для каждого независимого компрессора значения РВХ* и πk свои.

На фиг.1 показана зависимость

На фиг.2 показана область эксплуатационных режимов работы авиационного двигателя.

Способ реализуют следующим образом.

Препарируют опору ротора экспериментального авиационного газотурбинного двигателя под прямой замер осевой нагрузки. На наземном стенде при Н=0 и скорости набегающего потока М=0 при снятии дроссельной характеристики от режима «малого газа» до «максимала» измеряют Roc, Рвх*, Рвых*. По результатам измерений строят зависимость (см. фиг.1). Принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя. Для заданного режима работы двигателя определяют Рвх*, Рвых* и πk. По зависимости и известному значению πk снимают значение и расчитывают значение

Возможно также получение зависимости на высотно-скоростных стендах, оснащенных барокамерами, при этом производят измерение Roc, Рвх*, Рвых*, πk на нескольких режимах, например, в точках 2, 3, 4, 5, по которым строят зависимость (см. фиг.1 и фиг.2).

Реализация изобретения позволяет снизить трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения. Изобретение носит универсальный характер и пригодно и на стадии доводки реального двигателя, и на стадии эксплуатации двигателя на объекте, например, когда двигатель эксплуатируется по «техническому состоянию» и мы, в этом случае, должны иметь постоянные данные о нагрузках, действующих на упорный подшипник.

1. Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя, отличающийся тем, что измеряют Roc, Pвх* и Рвых* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют Рвх* и πk и используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник на заданном режиме работы двигателя, где
- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник,
Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,
Рвх* - полное давление на входе в компрессор,
Рвых* - полное давление на выходе из компрессора,
- степень сжатия компрессора.

2. Способ определения осевой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник конкретного ротора, определяют раздельно.



 

Похожие патенты:

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 подшипнику вращающегося вала турбореактивного двигателя. .

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

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

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 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

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД)

Маслобак // 2456462
Изобретение относится к области смазки машин и двигателей и может быть использовано в авиадвигателестроении, а именно в системе смазки сверхзвуковых маневренных самолетов

Изобретение относится к конструкциям опор газотурбинных двигателей, в частности, к конструкциям цапф вала

Изобретение относится к системе маслоулавливания, предназначенной для авиационного двигателя, включающего в себя корпус, ограничивающий объем, в котором содержится вращающийся вал и смесь воздуха и масла, предназначенная для обработки
Наверх