Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем



Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем
Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем
Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем

 


Владельцы патента RU 2524776:

Открытое акционерное общество "Электропривод" (RU)

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.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей.

Изобретение может найти применение в электромашиностроении, а также в тех областях техники, где необходим автономный источник электрической и механической энергии, сочетающий качества надежности с высокой удельной мощностью и хорошими регулировочными характеристиками.

Одним из видов двигателей автономных объектов, в том числе современных летательных аппаратов, являются газотурбинные двигатели.

Запуск газотурбинного двигателя представляет одну из основных операций при подготовке летательного аппарата к полету.

Наибольшее распространение получили турбостартерный и электрический способы запуска [1, стр.61].

Известен турбостартерный запуск газотурбинного двигателя, при котором в качестве стартера используется турбокомпрессорный стартер, представляющий собой малогабаритный газотурбинный двигатель [1, стр.62] с ограниченной продолжительностью работы в стартерном режиме.

Использование турбостартеров усложняет производство и эксплуатацию газотурбинного двигателя, увеличивает общее время запуска.

Известен электрический способ запуска газотурбинного двигателя.

Для запуска газотурбинного двигателя на летательных аппаратах, в основном, применяются электрические стартеры или стартеры-генераторы.

Электростартер, являющийся отдельной конструктивной единицей относительно большой массы и габаритов, выполняет функции запуска и в дальнейшем является неиспользуемым грузом, увеличивающим полетную массу самолета.

Наибольшее распространение для запуска современных газотурбинных двигателей получили системы запуска со стартер-генераторами.

Известен стартер-генератор постоянного тока, имеющий щеточно-коллекторный узел [2, стр.193-195]. Основным недостатком данной конструкции является низкая надежность, обусловленная наличием щеточно-коллекторного узла.

Известен бесконтактный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем, состоящий из трех электрических машин: основного генератора, возбудителя, подвозбудителя, имеющих общий корпус и вал [2, стр.184-185]. Недостатком конструкции является необратимость, т.е. невозможность работы генератора в двигательном режиме.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является бесконтактный синхронный стартер-генератор с вращающимся выпрямителем, состоящий из трех электрических машин: основного генератора, возбудителя, подвозбудителя, причем для реализации двигательного (стартерного) режима в качестве возбудителя применена асинхронная машина с фазным ротором [3, 4 стр.122]. В двигательном режиме возбудитель работает в качестве вращающегося трансформатора [4 стр.122], в генераторном режиме - как неявнополюсный синхронный генератор [4 стр.125]. Данный способ обеспечения возбуждения существенно (от 2 до 2,5 раз) повышает массу возбудителя по сравнению с возбудителем бесконтактного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем, что, в конечном счете, способствует увеличению массы стартер-генератора в целом на 10-15% [4 стр.125-126].

Принимая во внимание условия запуска газотурбинного двигателя, следует отметить, что основной момент сопротивления, который необходимо преодолеть стартер-генератору в процессе запуска газотурбинного двигателя, создает компрессор. Этот момент пропорционален квадрату частоты вращения n компрессора и характеризуется зависимостью:

Mсопр=Ak·n2,

где Ak - постоянная, характеризующая параметры компрессора.

Таким образом, в начальный момент пуска стартер-генератор должен развить момент, необходимый для преодоления только инерции вращающихся частей [5, стр.199].

В связи со сказанным, техническое решение, предлагаемое в [3], не является оптимальным для реализации запуска газотурбинного двигателя из-за неоправданного увеличения массы возбудителя.

Задача изобретения состоит в осуществлении запуска газотурбинного двигателя с помощью бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое решение, заключается в использовании бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем, установленного на борту летательного аппарата, в качестве устройства для запуска газотурбинного двигателя, что, в конечном итоге, приводит к снижению балластной полетной массы и упрощению конструкции авиадвигателя за счет отказа от классического стартера.

Поставленная задача решается следующим образом. Запуск газотурбинного двигателя осуществляет бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем, содержащий основной генератор, возбудитель и подвозбудитель. 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.

Схема размещения основного генератора, возбудителя и подвозбудителя бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем и схема соединения обмоток в двигательном режиме представлены на фиг.1 и фиг.2, на фиг.3 - пример управляющей части блока управления.

В корпусе 1 бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем установлены якорь основного генератора 2 с якорной обмоткой 3, индуктор явнополюсного синхронного возбудителя обращенной конструкции 4 с обмоткой возбуждения 5, якорь синхронного подвозбудителя 6 с якорной обмоткой 7, роторный модуль. Роторный модуль (ротор) содержит общий для трех электрических машин вал 8, закрепленный в подшипниковых опорах. На валу роторного модуля закреплены явновыраженные полюса основного генератора 9 с обмоткой возбуждения 10, блок вращающегося выпрямителя 11, якорь синхронного возбудителя 13 с обмоткой 14 и система постоянных магнитов 15 синхронного подвозбудителя. Обмотка якоря синхронного возбудителя 14 соединяется через блок вращающегося выпрямителя 11 с обмоткой возбуждения 10 основного генератора.

Для использования бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем в двигательном режиме бесконтактный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем, например, дополняют датчиком положения ротора 16, механически связанным с роторным модулем, и блоком управления 17, вход которого связан с источником питания, а выходы подключены к фазам якорной обмотки основного генератора 3 и обмотке возбуждения возбудителя 5.

Блок управления 17 состоит из силовой и управляющей части. Силовая часть блока управления 17 представляет собой классический трехфазный инвертор, который коммутирует фазы якорной обмотки бесконтактного явнополюсного синхронного генератора. Питание силовой части осуществляется либо от источника постоянного тока, либо через выпрямитель от источника переменного тока.

Управляющая часть блока управления 17 построена на основе векторного управления, вариант структурной схемы управляющей части представлен на фиг.3.

В двигательном режиме для получения информации о положении ротора вместо датчика положения ротора возможно использование одного из алгоритмов бездатчикового управления.

Бесконтактный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем работает в двигательном режиме следующим образом. В начальный момент пуска блок управления 17 подключает обмотку якоря 3 основного генератора и обмотку возбуждения возбудителя 5 к источнику питания.

Блок управления, по сигналам датчика положения ротора 16, формирует вектор тока обмотки якоря 3 основного генератора и, следовательно, вектор магнитного потока основного генератора таким образом, чтобы ось магнитного потока опережала ось полюса ротора на угол θ.

При взаимодействии магнитного поля основного генератора и явно выраженных полюсов ротора основного генератора возникает реактивный вращающийся момент [6, стр.212-214], равный

M p = m 1 U 1 2 2 ω 1 ( 1 X q 1 X d ) sin ( 2 θ ) ,                                        ( 1 )

где m1 - число фаз обмотки якоря основного генератора,

U1 - фазное напряжение, подведенное к обмотке якоря основного генератора,

ω1 - угловая синхронная скорость,

Xd - индуктивное сопротивление обмотки якоря основного генератора по продольной оси,

Xq - индуктивное сопротивление обмотки якоря основного генератора по поперечной оси.

Под действием реактивного момента ротор бесконтактного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем приводится во вращение.

Как следует из формулы (1), максимальный реактивный момент имеет место при угле θ=45°. В связи с этим в момент пуска для создания максимального реактивного момента блок управления 17 регулирует вектор тока обмотки якоря основного генератора 3 таким образом, чтобы угол 9 был равен 45°.

Под действием реактивного вращающегося момента по мере увеличения частоты вращения в обмотке якоря возбудителя 14 индуцируется электродвижущая сила, которая выпрямляется блоком вращающегося выпрямителя 11 и обеспечивает протекание тока по обмотке возбуждения основного генератора 10, создавая дополнительный активный вращающийся момент, равный [6, стр.213]

M о с н = m 1 E 0 U 1 X d ω 1 sin ( θ ) ,                                             ( 2 )

где E0 - электродвижущая сила обмотки якоря генератора, наведенная током обмотки возбуждения основного генератора.

Под действием суммарного момента (Mp+Mосн) частота вращения ротора увеличивается.

Для создания максимального вращающегося момента в процессе раскрутки блок управления 17 по сигналам датчика положения ротора 16 регулирует положение вектора тока обмотки якоря основного генератора 3 относительно оси полюсов ротора, например, по следующему закону:

θ f ( I f , ω 1 , U c , L d , L q ) ( ( I f ω 1 L q ) 2 + 8 ( U c ( L d L q ) ) 2 I f ω 1 L q 4 U c ( L d L q ) ) ,        ( 3 )

где If - ток обмотки возбуждения основного генератора, определяемый частотой вращения ротора и напряжением обмотки возбуждения возбудителя,

Ld - индуктивность по продольной оси,

Lq - индуктивность по поперечной оси.

Ток обмотки возбуждения основного генератора 10 можно выразить зависимостью:

I f = k I B B ω 1 ,                                                       ( 4 )

где IBB - ток возбуждения возбудителя,

k - конструктивный коэффициент.

При достижении частоты вращения роторного модуля, определяемой параметрами газотурбинного двигателя, бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим, блок управления 17 отключается от обмотки якоря 3 генератора.

Предлагаемое техническое решение реализует функции двигательного режима в генераторе без изменения конструкции, увеличения массы, сохранение достоинств бесконтактного явнополюсного синхронного генератора с вращающимся выпрямителем [7, стр.14], который в настоящее время является основным типом источника электрической энергии на борту большинства эксплуатируемых самолетов. На предприятии ОАО "Электропривод", г.Киров, была проведена опытная проверка предложенного решения (Акт №07541905-98/2-2010). Результаты подтвердили правильность предложенного технического решения и целесообразность его использования в реализации программы "Полностью электрифицированного самолета".

Ссылка на источник известности

[1] Авиационное оборудование. / Ю.А. Андриевский, Ю.Е. Воскресенский, Ю.П. Доброленский и др.; Под ред. Ю.П. Доброленского. - М: Воениздат, 1989. - 248 с.: ил. - (Боевая авиационная техника)

[2] Электрооборудование летательных аппаратов: учебник для вузов. В двух томах / Под редакцией С.А. Грузкова. Том 1. Системы электроснабжения летательных аппаратов. - М.: Издательство МЭИ, 2005. - 568 с.

[3] United States Patent № US 2009/0174188 A1

[4] Лёвин А.В. Электрический самолет: от идеи до реализации. / А.В. Левин, И.И. Алексеев, С.А. Харитонов, Л.К. Ковалев // М.: Машиностроение, 2010. - 288 с.

[5] К.С.Бобов, В.А. Винокуров, B.C. Аскерко, М.В. Кравчук, Г.И. Панасюк Авиационные электрические машины. Часть 1. Машины постоянного и переменного тока. Трансформаторы. / Под ред. К.С. Бобова. - ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского; 1960. - 642 с.

[6] Кацман М.М., Юферов Ф.М. Электрические машины автоматических систем: учебник для техникумов. / Под редакцией Ф.М. Юферова. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Высш. школа; 1979. - 261 с.

[7] Вентильные генераторы автономных систем электроснабжения. / Н.М. Рожнов, A.M. Русаков, A.M. Сугробов, П.А. Тыричев; Под ред. П.А. Тыричева - М.: Издательство МЭИ, 1996. - 280 с.

Способ запуска газотурбинного двигателя, осуществляемый бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем, содержащим основной генератор, возбудитель и подвозбудитель, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Настоящее изобретение относится к области разработки газотурбинных двигателей, а более конкретно к конструкции газосборника выходного устройства турбовальных двигателей - ТВаД, предназначенных для эксплуатации в составе вертолетов. Во внутреннем корпусе газосборника размещена трубка подвода масла, снабженная наконечником с упругими демпфирующими-уплотнительными кольцами, а в угольнике для обеспечения сборки выполнена проточка, соответствующая длине наконечника, при этом один конец трубки подвода масла приварен к корпусу (угольнику), а на второй конец приварен наконечник, в канавках которого установлены упругие демпфирующие-уплотнительные кольца, что позволяет снизить уровень напряжений в трубке от воздействия переменных температур и динамических нагрузок при работе двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх