Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой


 


Владельцы патента RU 2529280:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)
Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания Сухой" (RU)

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 машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного теплонапряженного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) с форсажной камерой сгорания, содержащая подключенный в магистраль подачи масла за фильтроэлементом топливомасляный теплообменник (Бич М.М., Вейнберг Е.В., Сурнов Д.Н. Смазка авиационных газотурбинных двигателей. - М. Машиностроение, 1978 г., с.34, рис.3.1).

Недостатком известной маслосистемы является то, что для повышения эффективности охлаждения масла в топливомасляном теплообменнике не используется топливо, поступающее в форсажную камеру сгорания двигателя. Объясняется это тем, что форсажный режим работы двигателя кратковременный, теплонапряженный, связан с резким ростом удельного расхода топлива и включается в экстремальных условиях эксплуатации самолета. Другая трудность с использованием форсажного топлива заключается в том, что при выключении форсажа прекращается прокачка форсажного топлива в теплообменной матрице топливомасляного теплообменника, а горячее масло с температурой до 250°C продолжает циркулировать в ней, что приводит к перегреву находящегося в статичном положении топлива, имеющего температуру закоксовывания значительно ниже, чем у авиационных масел.

Указанные недостатки устранены в маслосистемах, использующих двухсекционные теплообменники, топливные полости в которых выполнены раздельными и сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания.

Одной из таких маслосистем является маслосистема газотурбинного двигателя с форсажной камерой, содержащая подключенный в магистраль подачи масла двухсекционный топливомасляный теплообменник с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан, вход в который сообщен с отводом из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов сообщен с входом в масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, другой выход из распределительного клапана и выход из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, сообщены в магистраль подачи масла (прототип - патент RU №2117794, МПК F02C 7/06, опубл. 20.08.1998 г.).

К недостатку этой маслосистемы следует отнести низкую надежность работы из-за нестабильности давления в магистрали подачи масла при переключении режима работы двигателя с основного на форсажный и обратно. При включении форсажа давление в магистрали подачи масла проваливается на (0,3…0,5 кгс/см2), что приводит к ухудшению смазки и охлаждения опорных подшипников роторов компрессора и турбины, в то время как на этом теплонапряженном режиме указанные параметры необходимо поддерживать. Объясняется это тем, что при включении форсажа вступает в работу секция топливомасляного теплообменника, подключенная к магистрали подачи топлива в форсажную камеру сгорания, и путь масла к масляным форсункам значительно удлиняется, а гидравлические потери возрастают, что приводит к падению давления в магистрали подачи масла, следовательно, и на масляных форсунках. В значительной степени это вызвано тем, что на двигателе из-за больших трудностей при размещении агрегатов не удается обе секции теплообменника разместить близко друг к другу.

Задача изобретения заключается в повышении надежности работы двигателя путем обеспечения стабильного давления в магистрали подачи масла при переключении режимов работы двигателя (с основного на форсажный и обратно).

Указанная задача достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, содержащей подключенный в магистраль подачи масла двухсекционный топливомасляный теплообменник с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан, вход в который сообщен с выходом из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов сообщен с входом в масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, другой выход из распределительного клапана и выход из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, сообщены в магистраль подачи масла, согласно изобретению, в масляную магистраль, напрямую сообщающую выход из распределительного клапана с магистралью подачи масла, установлен регулируемый дроссель, гидросопротивление которого выбрано пропорциональным гидросопротивлению участка, идущего от выхода из распределительного клапана через масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, до места сообщения с магистралью подачи масла.

Установка в масляную магистраль, напрямую сообщающую выход из распределительного клапана с магистралью подачи масла, регулируемого дросселя, гидросопротивление которого выбрано пропорциональным гидросопротивлению участка, идущего от выхода из распределительного клапана через масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, до места сообщения с магистралью подачи масла, позволит выравнить гидравлические характеристики масляных трактов течения масла при переключении режима работы двигателя с основного на форсажный и обратно.

На чертеже изображена принципиальная схема маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания.

Маслосистема включает в себя масляные полости 1 опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины с установленными в них форсунками 2, подключенными к магистрали 3 подачи масла. В магистрали 3 подачи масла за фильтром 4 установлен топливомасляный теплообменник, состоящий из двух секций 5 и 6, топливные полости которых сообщены с разными магистралям подачи топлива в камеры сгорания. Топливная полость теплообменной матрицы секции 5 теплообменника подключена к магистрали 7 подачи топлива в основную камеру сгорания (ОКС), а топливная полость теплообменной матрицы секции 6 теплообменника подключена к магистрали 8 подачи топлива в форсажную камеру сгорания (ФКС). Масляные полости 5 и 6 теплообменника сообщены между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан 9. Полость управления 10 клапана 9 сообщена с магистралью 8 подачи топлива в ФКС. Вход 11 в клапан 9 сообщен магистралью 12 с выходом из масляной полости секции 5 теплообменника. Клапан 9 имеет два выхода 13 и 14. Выход 13 клапана 9 сообщен магистралью 15 с входом в масляную полость секции 6 теплообменника, а выход 14 клапана 9 магистралью 16 с установленным в ней регулируемым дросселем 17, и выход из масляной полости секции 6 теплообменника магистралью 18 сообщены в магистраль 3 подачи масла. Также маслосистема снабжена маслобаком 19 и коробкой приводов 20, на которой установлены нагнетающий 21 и откачивающий 22 насосы.

При работе двигателя на бесфорсажном режиме масло из маслобака 19 поступает на вход нагнетающего насоса 21 и далее через фильтр 4 попадает на вход масляного тракта теплообменной матрицы секции 5 теплообменника и охлажденное поступающим в топливный тракт теплообменной матрицы из магистрали 7 топливом подводится к входу 11 клапана 9. Так как режим работы двигателя бесфорсажный, давления топлива в полости управления 10 нет и затвор клапана 9 перекрывает проход масла к выходу 13 и открывает ему путь к выходу 14, откуда масло по магистрали 16, с установленным в ней регулируемым дросселем 17, попадает в магистраль 3 подачи масла и далее - к форсунками 2, расположенным в масляных полостях 1.

При включении форсажного режима работы двигателя в магистрали 8 подачи топлива в ФКС появляется топливо, которое начинает перетекать по топливному тракту теплообменной матрицы секции 6 теплообменника. В полости управления 10 клапана 9 возрастает давление и происходит переключение позиции обратного управляемого клапана: выход 14 перекрывается, а выход 13 открывается. Масло из масляной полости теплообменной матрицы секции 5 теплообменника по магистрали 15 попадает в масляную полость теплообменной матрицы секции 6, откуда дополнительно охлажденное форсажным топливом поступает по магистрали 18 в магистраль 3 подачи масла и далее к форсункам 2, расположенным в масляных полостях 1.

Наличие в магистрали 16 регулируемого дросселя 17, пропорционального по гидросопротивлению проточной части масляного тракта, идущего от выхода 13 из клапана 9 через масляную полость секции 6 теплообменника до места сообщения с магистралью подачи масла, позволит при включении форсажного режима исключить падение давления в магистрали 3 подачи масла, а следовательно, и на форсунках 2, что повысит надежность работы двигателя на таком режиме, как форсажный.

Отработанное в масляных полостях 1 масло по системе откачивающих магистралей поступает к откачивающему насосу 22, который возвращает его в маслобак 19 для повторного использования. Воздух из масляных полостей 1, маслобака 19, коробки приводов 20 через систему суфлирующих магистралей удаляется в атмосферу через суфлер.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, содержащая подключенный в магистраль подачи масла двухсекционный топливомасляный теплообменник с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан, вход в который сообщен с выходом из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов сообщен с входом в масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, другой выход из распределительного клапана и выход из масляной полости секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, сообщены в магистраль подачи масла, отличающаяся тем, что в масляную магистраль, напрямую сообщающую выход из распределительного клапана с магистралью подачи масла, установлен регулируемый дроссель, гидросопротивление которого выбрано пропорциональным гидросопротивлению участка, идущего от выхода из распределительного клапана через масляную полость секции, топливная полость которой соединена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, до места сообщения с магистралью подачи масла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения.

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).

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.

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.

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.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора. Элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки на периферийной поверхности (46, 46′, 46″) содержит по меньшей мере одно сквозное отверстие (48, 48′, 48″), через которое датчик частоты вращения проходит через элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки. По меньшей мере одно сквозное отверстие (48, 48′, 48″), по меньшей мере, в своей части имеет по существу коническую форму в радиальном направлении элемента (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки. Достигается упрощение сборочно-монтажных работ за счёт корректировки углового положения втулки непосредственно при установке датчика за счёт конической формы отверстия. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку. Гайка (10) выполнена с конусным, направленным к оси (15) вентилятора, хвостовиком (16). На наружной поверхности (17) хвостовика (16) установлен в виде радиальных выступов (19) индуктор (18) датчика (20) частоты вращения. На внутренней поверхности (23) конусного хвостовика (16) выполнено радиальное кольцевое ребро (24) с образованием кольцевой полости (25) подвода масла. Полость подвода масла на входе соединена с жиклером (26), а на выходе - с радиальными каналами (30) во внутреннем кольце (14) подшипника. Отношение внутреннего диаметра D внутреннего кольца радиально-упорного подшипника вентилятора к осевому расстоянию L между радиальными выступами индуктора и радиальными выступами резьбового хвостовика гайки находится в пределах 3…6. Отношение внутреннего диаметра D к внутреннему диаметру d радиального кольцевого ребра на конусном хвостовике гайки находится в пределах 1,05…1,2. Путем равномерной подачи масла со стороны внутреннего кольца подшипника, а также путем исключения ложных сигналов на индуктивном датчике повышается надежность вентилятора газотурбинного двигателя. 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, включающий вал. Один конец вала жестко скреплен с рабочим колесом турбины, на который насажена цилиндрическая втулка ротора, выполненный с возможностью его газодинамического поддержания, а на свободном конце зафиксировано колесо центробежного компрессора, снабженный упорным подшипником. На цилиндрической втулке со стороны, прилегающей к колесу турбины, надета первая чашеобразная цапфа-пята первого радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу турбины. На свободном конце вала последовательно установлены, с упором друг в друга, чашеобразная цапфа-пята второго радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу компрессора, первый и второй упорные лепестковые газовые подшипники. Каждый радиальный магнитный подшипник реализован по схеме Хальбаха, для чего он включает в себя тонкостенную цилиндрическую втулку, выполненную из немагнитного материала, планки трапециевидного сечения, выполненные из магнитного материала, постоянные магниты, выполненные в виде планок трапециевидного сечения. Упорный магнитный подшипник содержит подпятник, выполненный из немагнитного материала, размещенный в кольцевом корпусе, между дном которого и торцевой поверхностью цапфы-пяты закреплены сектора постоянных магнитов. Радиальный и упорный магнитный подшипники, размещенные со стороны турбины, выполнены с использованием магнитного материала с точкой Кюри не менее 900°C. Изобретение обеспечивает высокую несущую способность радиального и упорного подшипникового узлов в рабочем режиме при уменьшении в них потерь на трение, надежном запуске газотурбинного двигателя при низких температурах, повышении его надежности работы при высоких динамических нагрузках, а также повышении устойчивости ротора к «полускоростному вихрю», повышении механического КПД. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх