Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины


 


Владельцы патента RU 2522748:

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

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 авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая масляную полость опорного подшипника ротора с магистралями подачи, всасывания, откачки масла, коллектором форсунок и откачивающим насосом (патент RU №2243393, МПК F02C 7/06, опубликовано 27.12.2004 г.).

К недостаткам известной конструкции следует отнести необходимость использовать из-за высокой частоты вращения ротора турбомашины (n>11000 об/мин) для привода во вращение откачивающего насоса понижающий редуктор. Установка понижающего редуктора внутри масляной полости не только усложняет конструкцию опоры, но и увеличивает ее массу и габариты масляной полости опоры.

Привод откачивающего насоса во вращение непосредственно от ротора турбомашины возможен, однако требует использования специального высокооборотного комбинированного центробежно-шестеренного насоса, что также усложняет конструкцию опоры ротора.

Задача изобретения заключается в упрощении конструкции опоры ротора турбомашины.

Указанная задача достигается тем, что в устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем расположенные в масляной полости опоры ротора магистрали подачи, всасывания, откачки масла, коллектор форсунок и откачивающий насос, согласно изобретению откачивающий насос выполнен двухсекционным так, что обе секции расположены на общих валах вращения и имеют изолированные друг от друга масляные полости, причем вход в одну из секций подключен к магистрали подачи масла, а выход из нее сообщен с коллектором форсунок, вход в другую секцию подключен к магистрали всасывания, а выход из нее сообщен с магистралью откачки масла. Кроме того, коллектор форсунок дополнительно подключен к магистрали подачи масла через обратный клапан и дроссель.

Наличие в откачивающем насосе двух секций (шестеренного типа с внешним зацеплением), расположенных на общих валах вращения и имеющих изолированные друг от друга масляные полости, позволит одну из секций использовать в качестве гидравлического привода для другой, которая будет выполнять функции откачивающего насоса. При этом отпадает необходимость в применении понижающего редуктора для привода во вращение откачивающего насоса от ротора турбомашины, а насос можно разместить в любом удобном месте масляной полости опорного подшипника ротора.

Масло, подводимое на вход секции откачивающего насоса, используемой в качестве гидромотора, воздействуя на боковые стенки зубьев шестерен, развивает крутящий момент, который через общие валы вращения передается на шестерни секции, используемой в качестве откачивающего насоса, приводя их во вращение. Учитывая, что давление подачи масла в несколько раз превышает давление масла в магистрали откачки, запас его потенциальной энергии позволяет использовать небольшую часть ее для преобразования в механическую энергию вращения шестерен откачивающей секции, частота вращения которой будет зависеть только от величины прокачки масла через коллектор форсунок и рабочего объема гидромотора.

На чертеже показана гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит установленный в любом удобном месте внутри масляной полости 1 одной из опор ротора (например, турбины) откачивающий насос, состоящий из двух секций - приводной 2 и откачивающей 3, выполненных в едином корпусе 4 с раздельными масляными полостями и расположенных на общих валах вращения 5 и 6.

Вход в приводную секцию 2 откачивающего насоса подключен к магистрали 7 подачи масла, идущей от нагнетающего насоса 8, сообщенного с маслобаком 9. Выход из приводной секции 2 сообщен магистралью 10 с коллектором 11 форсунок 12. Вход в откачивающую секцию подключен к всасывающей магистрали 13, а выход из нее сообщен с магистралью откачки 14, выведенной в маслобак 9. Коллектор 11 дополнительно подключен к магистрали 7 подачи масла через дроссель 15 и обратный клапан 16. Поскольку современные авиационные ГТД чаще всего выполняются двухроторными, то для надежности откачки масла из масляной полости 1 предусмотрен и внешний откачивающий насос 17 с приводом от второго ротора.

При запуске двигателя первым вступает в работу нагнетающий насос 8, так как он приводится во вращение от ротора высокого давления, раскручиваемого стартером. Масло из маслобака 9 попадает на вход нагнетающего насоса 8, который переправляет его в магистраль 7 подачи масла, где поддерживается постоянное давление масла с помощью перепускного клапана. Принимая во внимание инерционность в срабатывании приводной секции 2 откачивающего насоса, масло из магистрали 7 сразу попадает в коллектор 11 форсунок 12 через дроссель 15 и обратный клапан 16, минуя масляную полость секции 2. По мере раскрутки шестерен приводной секции 2 откачивающего насоса под действием давления масла на зубья шестерен возрастает давление масла в магистрали 10 и обратный клапан 16 закрывается. Теперь масло в коллектор 11 форсунок 12 будет поступать только через масляную полость приводной секции 2 откачивающего насоса. Одновременно с вступлением в работу приводной секции 2, используемой в качестве гидромотора, начинают вращаться и шестерни откачивающей секции 3, установленные на общих валах вращения 5 и 6 с шестернями приводной секции. Отработанное масло из масляной полости 1 через магистраль всасывания 13, откачивающую секцию 3 и магистраль откачки 14 эвакуируется в маслобак 9 для повторного использования. Надежность откачки масла, особенно при запуске двигателя, обеспечивается работой внешнего откачивающего насоса 17, имеющего привод от ротора высокого давления, как и нагнетающий насос 8. При останове двигателя падают обороты нагнетающего насоса 8 и снижается его производительность. Прокачка масла через коллектор 11 форсунок 12 сокращается, следовательно, снижаются обороты приводной секции 2 и пропорционально сокращению прокачки снижается производительность откачивающей секции 3. Когда прекращается подача масла в масляную полость 1, откачивающая секция 3 откачивающего насоса останавливается.

Реализация изобретения позволит упростить конструкцию опоры ротора турбомашины за счет привода откачивающего насоса, размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора, от гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора.

1. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее расположенные в масляной полости опоры ротора магистрали подачи, всасывания, откачки масла, коллектор форсунок и откачивающий насос, отличающееся тем, что откачивающий насос выполнен двухсекционным так, что обе секции расположены на общих валах вращения и имеют изолированные друг от друга масляные полости, причем вход в одну из секций подключен к магистрали подачи масла, а выход из нее сообщен с коллектором форсунок, вход в другую секцию подключен к магистрали всасывания, а выход из нее сообщен с магистралью откачки масла.

2. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины по п.1, отличающееся тем, что коллектор форсунок дополнительно подключен к магистрали подачи масла через обратный клапан и дроссель.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к авиадвигателестроению, а именно к системам смазки ГТД. Характерная особенность предложенной маслосистемы - предварительная грубая очистка сжатых воздуха и газов, поступающих в суфлирующую магистраль масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины, от водомасляных загрязнений, что позволяет снизить гидравлическое сопротивление объединенной, единой магистрали суфлирования, сообщающейся со всеми остальными суфлируемыми масляными полостями двигателя, и дает возможность уменьшить рабочую нагрузку на суфлер-сепаратор, обеспечивающий окончательную чистовую очистку выбрасываемых в окружающую атмосферу воздуха и газов. Давление воздуха и газов в масляных полостях будет снижено, что повысит надежность работы системы суфлирования двигателя, а расход смазки сокращен. Следует обратить внимание также на улучшение экологических характеристик двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх