Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2522713:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") (RU)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой проблемным насосом, нарушается, и она начинает переполняться маслом, которое быстро перегревается. Переполнение масляной полости маслом сопровождается его уходом из маслобака, что грозит потерей масла и появлению на двигателе режима «масляное голодание». Технический результат изобретения - возможность корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла проблемного откачивающего насоса, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, и избежать появления дефектов на двигателе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробок привода агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак (см. книгу «Смазка авиационных газотурбинных двигателей», М.М.Бич, Е.В.Вейнберг, Д.Н.Сурнов. - М.: Машиностроение, 1979 г., стр.34, рис.3.1).

Известная маслосистема не обеспечивает надежную откачку масла из всех масляных полостей двигателя в экстремальных условиях его эксплуатации. На больших высотах полета, а также в условиях фигурных полетов самолета, или на режимах работы двигателя с максимальной частотой вращения ротора турбокомпрессора, один из откачивающих насосов маслосистемы может оказаться в более неблагоприятных условиях работы, чем остальные, например, из-за интенсивного перемешивания масла с воздухом в масляной полости, подключенной к нему, либо вследствие роста противодавления в магистрали откачки, что приводит к потере откачивающим насосом напора и падению его производительности. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, нарушается, и она переполняется маслом, которое начинает перегреваться. Переполнение масляной полости маслом, сопровождающееся его уходом из маслобака, может привести к «масляному голоданию» двигателя и его поломке (прежде всего из-за заклинивания ротора турбокомпрессора).

Появлению откачивающего насоса с ухудшенными характеристиками (проблемного откачивающего насоса) - слабейшего звена системы откачки масла, способствует то обстоятельство, что в маслосистеме современного ГТД используется около десятка откачивающих насосов разной размерности, частоты вращения, запаса по производительности, напора, а также типа конструкции, выходные магистрали которых сообщены между собой через единую магистраль сброса масла в маслобак. Следует обратить внимание и на то, что масляные полости опорных подшипников ротора турбокомпрессора и коробок привода агрегатов имеют разную температуру масла, давление суфлирования и степень вспенивания в них масла, которые изменяются при выполнении самолетом фигурных полетов либо при возрастании частоты вращения ротора двигателя, и влияют на характеристики проблемного откачивающего насоса.

Раздельный отвод масла из магистралей откачки откачивающих насосов непосредственно в маслобак без использования объединенной магистрали сброса масла позволяет исключить взаимное влияние насосов друг на друга и предотвратить ухудшение характеристик откачивающего насоса (потеря напора и снижение производительности), являющегося слабейшим звеном в системе откачки масла, однако такое решение из-за усложнения конструкции маслобака и увеличения массы двигателя на авиационных ГТД не применяется.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности откачки масла из масляных полостей опорных подшипников ротора и коробок приводов агрегатов авиационного ГТД за счет возможности корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла откачивающего насоса с ухудшенными характеристиками.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробке приводов агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак оканчивающуюся центробежным воздухоотделителем, согласно изобретению, по меньшей мере, магистраль откачки одного из откачивающих насосов параллельно подключена к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак. Кроме того, в магистраль откачки откачивающего насоса, параллельно подключенную к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, последовательно установлен предохранительный клапан; в магистрали откачки откачивающего насоса, параллельно подключенной к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель.

Параллельное подключение к маслобаку магистрали откачки, по меньшей мере, одного из откачивающих насосов, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, позволит уменьшить скорость масла в ней, что приведет к снижению гидравлического сопротивления в магистрали откачки и будет способствовать восстановлению напора и росту производительности проблемного насоса.

Последовательная установка предохранительного клапана (нормально закрытого) в магистраль откачки откачивающего насоса, подключенную параллельно к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, позволит организовать перепуск масла только при необходимости.

Установка в магистраль откачки откачивающего насоса, подключенную параллельно к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, центробежного воздухоотделителя позволит сохранить качество очистки перепускаемого масла от воздуха.

На прилагаемой схеме изображена заявляемая маслосистема авиационного газотурбинного двигателя.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор вентилятора, компрессора, турбины и масляную полость 4 коробки приводов агрегатов (КПА). Каждая из масляных полостей 1, 2, 3, 4 подключена к входу своего откачивающего насоса, соответственно 5, 6, 7, 8. Магистрали откачки 9, 10, 11, 12 объединены в единую магистраль 13 сброса масла через центробежный воздухоотделитель 14 в маслобак 15. Магистраль откачки 12 откачивающего насоса 8 (наименее надежного элемента системы) параллельно подключена к маслобаку 15 через магистраль 16, в которую последовательно установлен предохранительный клапан 17, а на выходе из магистрали 16 установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель 18. Также маслосистема оборудована нагнетающим насосом 19 с магистралями всасывания 20 и нагнетания 21. Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 в маслосистеме предусмотрен центробежный суфлер 22, вход в который сообщен системой суфлирующих магистралей с масляными полостями 1, 2, 3, 4, а выход выведен в атмосферу.

Устройство работает следующим образом.

При работе двигателя масло из маслобака 15 по магистрали всасывания 20 попадает на вход нагнетающего насоса 19, а затем через магистраль нагнетания 21 подводится к масляным полостям 1, 2, 3, 4. Отработанное масло переправляется из масляных полостей 1, 2, 3, 4 с помощью откачивающих насосов 5, 6, 7, 8 через магистрали откачки соответственно 9, 10, 11, 12 в единую магистраль 13 сброса масла, которая через центробежный воздухоотделитель 14 сообщена с маслобаком 15. При росте частоты вращения роторов двигателя возрастает противодавление в единой магистрали 13. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) масло в масляных полостях 1, 2, 3, 4 интенсивно перемешивается с воздухом, в результате чего на входе откачивающих насосов 5, 6, 7, 8 образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что приводит к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, оказавшегося в наихудших условиях, например откачивающего насоса 8. Чтобы исключить переполнение масляной полости 4, обслуживаемой откачивающим насосом 8, срабатывает предохранительный клапан 17 и часть масла из магистрали откачки 12 по магистрали 16 перетекает через дополнительный центробежный воздухоотделитель 18 в маслобак 15, что приводит к снижению гидравлического сопротивления на выходе из откачивающего насоса 8 и восстановлению им напора и производительности. Перетекание масла из маслобака 15 в масляную полость 8 будет предотвращено. Воздух из масляных полостей 1, 2, 3, 4 через центробежный суфлер 22 будет выведен в атмосферу.

Реализация изобретения позволит, без переделки насосных агрегатов, исключить влияние проблемного насоса на баланс подачи и откачки в обслуживаемой им масляной полости, своевременно организуя перепуск отработанного масла в маслобак в обход единой магистрали сброса.

1. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробке приводов агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак оканчивающуюся центробежным воздухоотделителем, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, магистраль откачки одного из откачивающих насосов параллельно подключена к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак.

2. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в магистраль откачки откачивающего насоса, параллельно подключенную к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, последовательно установлен предохранительный клапан.

3. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в магистрали откачки откачивающего насоса, параллельно подключенной к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель.



 

Похожие патенты:

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки.

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования.

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения.

Турбинная установка, содержащая, по меньшей мере, одно первое и одно второе рабочие колеса, вал и систему подшипников. Задние поверхности рабочих колес обращены друг к другу.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3).

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора. Для этого откачивающий насос в масляной полости опорного подшипника ротора выполнен конструктивно двухсекционным. Секции кинематически связаны, а гидравлически разобщены между собой. Одна из секций насоса выполняет функции гидравлического привода другой, для чего ее масляная полость последовательно включена в магистраль подвода масла в коллектор форсунок подачи масла. Как правило, давление подачи масла в несколько раз превышает давление масла в магистрали откачки, что позволяет преобразовать некоторую часть потенциальной энергии давления подачи масла в кинетическую энергию вращения шестерен откачивающего насоса. Такое решение позволит отказаться от использования редуктора, понижающего число оборотов при передаче вращения от ротора турбомашины к откачивающему насосу и упростить конструкцию опоры ротора турбомашины. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим. Технический результат изобретения - снижение балластной полетной массы и упрощение конструкции. 3 ил.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора δ в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5…2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения. В одной из опор ротора используют роликовый подшипник с овальной беговой дорожкой кольца подшипника, связанного силовыми элементами со статором двигателя. Установку подшипника на опоре осуществляют таким образом, что большая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, при этом жесткость опоры и параметр овала дорожки качения кольца подшипника выбирают из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет предотвратить резонанс ротора на критической частоте его вращения. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного теплонапряженного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. В маслосистеме для повышения эффективности охлаждения масла в топливомасляном теплообменнике используется хладоресурс топлива, поступающего в форсажную камеру сгорания при работе двигателя на форсажном режиме. Для этого топливомасляный теплообменник выполнен в виде двух секций, в которых топливные полости в теплообменных матрицах выполнены раздельными и подключенными к разным магистралям подвода топлива (в основную или форсажную камеры сгорания), а масляные полости сообщены между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан. Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя путем обеспечения стабильного давления в магистрали подачи масла при переключении режимов работы двигателя (с основного на форсажный и обратно), что достигается выравниванием гидравлических характеристик масляных трактов течения масла. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер. Центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе. Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера. Технический результат изобретения позволяет упростить конструкцию маслосистемы, а также снизить ее массу за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов. 2 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла. Выходное сечение патрубка выполнено перпендикулярным оси трубы. Технический результат изобретения - исключение попадания масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя. 3 ил.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки. В соответствии с заявленным предложением турбина снабжена опорной кольцевой обечайкой с радиальным буртом, кольцевой гайкой с радиальным буртом на ее боковой поверхности, опорной втулкой и радиально-торцевым масляным уплотнением. Опорная втулка установлена на вале ротора высокого давления и зафиксирована кольцевой гайкой. Опорная кольцевая обечайка выполнена за одно целое с валом ротора низкого давления и установлена с образованием верхней масляной ванны. Радиально-торцевое масляное уплотнение выполнено в виде двух подпятников с расположенными между ними графитовыми уплотнительными кольцами и распорной втулкой с фиксирующей пружиной. Масляные уплотнения между предмасляной и масляной полостями выполнены в виде браслетных графитовых уплотнений. В опорной кольцевой обечайке и в подпятнике, прилегающем к торцу вала ротора низкого давления, выполнены отверстия, сообщенные друг с другом. Кольцевая гайка установлена с образованием средней масляной ванны. Питающие форсунки размещены напротив средней масляной ванны. Позволяет уменьшить подогрев масла в масляной полости, уменьшить невозвратный расход масла, позволяет повысить экологичность двигателя и уменьшить его заметность. 3 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных турбореактивных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбореактивного двигателя включает внутреннюю втулку, соединенную с С-образным упругим элементом, опорное кольцо и задний фланец лабиринта. Опорное кольцо выполнено за одно целое с задним фланцем лабиринта. Между опорным кольцом и внутренней втулкой установлена перфорированная промежуточная втулка. А между перфорированной промежуточной втулкой и внутренней втулкой расположена демпферная полость. Отверстия промежуточной втулки выполнены с возможностью сообщения кольцевых каналов подвода масла в опорном кольце с щелевой демпферной полостью. Радиальные выступы на заднем хвостовике промежуточной втулки находятся в зацеплении с осевыми выступами заднего хвостовика внутренней втулки. На радиальном ребре перфорированной промежуточной втулки установлен Г-образный в поперечном сечении жиклер подвода масла. Радиальный хвостовик жиклера расположен между составными частями С-образного упругого элемента. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение эффективности и надежности работы упругодемпферной опоры, а также снижение веса конструкции опоры. 2 ил.

Маслосистема энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ) относится к области двигателестроения, а именно к маслосистемам ЭГТУ, применяемым на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Характерной особенностью предложенной ЭГТУ является использование автономных дренажных емкостей для каждой масляной полости свободной турбины, подключенных к индивидуальному насосу откачки, что позволит исключить в системе откачки масла разбалансировку в работе насосов, вызванную перетечками воздушных потоков из одной масляной полости в другую через объединенную дренажную полость. Изобретение позволит отказаться от использования дополнительно откачивающего насоса с электроприводом, а объединение между собой напорных магистралей нагнетающих насосов в системе подачи масла позволит повысить надежность работы ЭГТУ в случае поломки одного из нагнетающих насосов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх