Маслосистема энергетической газотурбинной установки


 


Владельцы патента RU 2535518:

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

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.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности, к маслосистеме энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ), применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов).

Известна маслосистема энергетической газотурбинной установки, содержащая устройства для подачи и откачки масла из масляных полостей опорных подшипников роторов турбокомпрессора и свободной турбины. Устройство для откачки масла из масляных полостей свободной турбины включает в себя дренажную емкость, сообщенную с всасывающими магистралями откачивающих насосов с приводом от турбокомпрессора, и магистраль суфлирования через нормально открытый запорный клапан (см. патент РФ №2277175, МПК F02C 7/06, опубл. 27.05.2006 г.).

В известной маслосистеме устройство для откачки масла из масляных полостей подшипниковых опор ротора силовой турбины содержит единую дренажную емкость для обеих масляных полостей и дополнительный откачивающий насос с электроприводом, включающийся в работу при ее переполнении.

При работе энергетической установки давление воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора силовой турбины значительно различается из-за разных протечек в них через воздушные уплотнения. В результате воздух имеет возможность через единую дренажную емкость перетекать из масляной полости опорного подшипника, где его давление выше, в масляную полость другого опорного подшипника, где его давление ниже, что приведет к нарушению работы откачивающих насосов, работающих на масловоздушной эмульсии и рассчитанных изначально на определенный запас по производительности. Нарушение работы откачивающих насосов приведет к переполнению дренажной емкости и к необходимости включать в работу дополнительный откачивающий насос с электрическим приводом, что снижает надежность работы маслосистемы ЭГТУ.

Разобщенность между собой магистралей подачи масла в масляные полости подшипниковых опор роторов турбокомпрессора и силовой турбины не позволяет в случае отказа в работе одного из нагнетающих насосов, например нагнетающего насоса силовой турбины с электроприводом, обеспечить подачу масла в нее от другого нагнетающего насоса с приводом от турбокомпрессора, что также снижает надежность работы маслосистемы энергетической установки.

Задачей изобретения является предотвращение нарушения работы откачивающих насосов путем исключения перетекания воздушных потоков между масляными полостями опорных подшипников роторов турбокомпрессора и свободной турбины.

Указанная задача решается тем, что в маслосистеме энергетической газотурбинной установки, содержащей устройства для подачи и откачки масла из масляных полостей опорных подшипников роторов турбокомпрессора и свободной турбины, причем устройство для откачки масла из масляных полостей свободной турбины включает в себя дренажную емкость, сообщенную с всасывающими магистралями откачивающих насосов с приводом от турбокомпрессора, и магистраль суфлирования через нормально открытый запорный клапан, согласно изобретению дренажная емкость выполнена в виде двух изолированных друг от друга полостей, каждая из которых сообщена с масляной полостью только одной из подшипниковых опор свободной турбины и подключена к одному из откачивающих насосов, снабжена отдельной магистралью суфлирования, подведенной на вход запорного клапана, а в устройстве подачи масла напорные магистрали нагнетающих насосов турбокомпрессора и свободной турбины объединены между собой. Кроме того, отдельные магистрали суфлирования полостей дренажной емкости снабжены жиклерами и подключены параллельно к единому запорному клапану.

Использование автономных дренажных емкостей для каждой масляной полости подшипниковой опоры ротора свободной турбины позволяет практически исключить перетечку воздушных потоков из одной масляной полости в другую, поскольку перетечками воздуха по суфлирующим магистралям можно пренебречь (проходное сечение магистралей суфлирования дренажной емкости на два порядка меньше проходного сечения всасывающих магистралей откачивающих насосов). Изобретение предотвращает разбалансировку в работе откачивающих насосов свободной турбины и исключает переполнение дренажной емкости, что позволит отказаться от использования в устройстве для откачки масла из масляных полостей свободной турбины от дополнительного откачивающего насоса с электрическим приводом.

Объединение между собой напорных магистралей нагнетающих насосов турбокомпрессора и свободной турбины позволит исключить поломку энергетической установки в случае отказа любого из нагнетающих насосов (силовой турбины или турбокомпрессора), так как позволяет обеспечить маслопитание турбокомпрессора и свободной турбины, хотя и с пониженным уровнем давления подачи масла (в пределах допустимой нормы).

Маслосистема ЭГТУ включает в себя расходный маслобак 1, масляные полости подшипниковых опор роторов турбокомпрессора и свободной турбины, соответственно 2, 3 и 4. На коробке приводов 5 с приводом от ротора турбокомпрессора установлены: откачивающий насос 6, нагнетающий насос 7 и два откачивающих насоса 8, 9, входы в которые подключены к нижней части полостей 10 и 11 дренажной емкости 12. Масляные полости 3 и 4 свободной турбины через всасывающие магистрали 13 и 14 сообщены с верхней частью полостей 10 и 11 дренажной емкости 12. Полости 10, 11 имеют индивидуальные магистрали суфлирования, соответственно 15 и 16, снабженные жиклерами 17 и 18. Магистрали суфлирования 15 и 16 на выходе объединены в единую магистраль 19, которая подведена ко входу нормально открытого управляемого запорного клапана 20. Маслосистема ЭГТУ имеет и второй нагнетающий насос 21 с электрическим приводом. Напорные магистрали 22 и 23 нагнетающих насосов 7 и 21 объединены и сообщены через магистраль 24 с полостью управления запорного клапана 20.

По команде на запуск ЭГТУ одновременно включаются в работу нагнетающие насосы 7 и 21. Производительность нагнетающего насоса 7 растет постепенно - по мере раскрутки ротора турбокомпрессора, а нагнетающий насос 21 с электроприводом включается в работу мгновенно и в основном обеспечивает маслопитание установки на этом режиме. По мере раскрутки роторов турбокомпрессора и свободной турбины нагнетающий насос 21 может быть отключен и маслопитание установки будет обеспечиваться только нагнетающим насосом 7 с приводом от ротора турбокомпрессора, но при останове ЭГТУ может быть снова включен из-за того, что выбег свободной турбины больше, чем выбег турбокомпрессора, и нельзя подшипниковые опоры свободной турбины оставлять без смазки при продолжающемся вращении ротора свободной турбины (под действием инерции приводного агрегата).

При работе нагнетающих насосов 7 и 21 масло по напорным магистралям 22 и 23 поступает к форсункам масляных полостей 2, 3 и 4, а по магистрали 24 - в полость управления запорного клапана 20, который закрывается, перекрывая доступ атмосферного воздуха в полости 10 и 11 дренажной емкости 12.

Отработанное масло из масляных полостей 3, 4 свободной турбины по всасывающим магистралям 13 и 14 через изолированные друг от друга замкнутые полости 10 и 11 поступает на вход откачивающих насосов 8 и 9, которые переправляют его в расходный маслобак 1 для повторного использования. Из масляных полостей 2 турбокомпрессора отработанное масло переправляется в расходный маслобак 1 откачивающим насосом 6.

Наличие в магистралях суфлирования 15, 16 двух жиклеров 17 и 18, принимая во внимание их низкую пропускную способность, исключает перетечки воздушных потоков между полостями 10, 11 дренажной емкости 12, что обеспечивает надежную работу откачивающих насосов 8, 9.

При останове ЭГТУ снижается давление масла на выходе нагнетающего насоса 7, а затем и 21, следовательно, и в полости управления запорного клапана 20, который открывается, сообщив полости 10 и 11 с атмосферой и обеспечив слив в них остатков масла из масляных полостей 3, 4 силовой турбины, которые удаляются из дренажной емкости 12 через сливные краны при последующем техническом обслуживании ЭГТУ.

Осуществление изобретения позволит повысить надежность работы маслосистемы ЭГТУ и установки в целом.

1. Маслосистема энергетической газотурбинной установки, содержащая устройства для подачи и откачки масла из масляных полостей опорных подшипников роторов турбокомпрессора и свободной турбины, причем устройство для откачки масла из масляных полостей свободной турбины включает в себя дренажную емкость, сообщенную с всасывающими магистралями откачивающих насосов с приводом от турбокомпрессора, и магистраль суфлирования через нормально открытый запорный клапан, отличающаяся тем, что дренажная емкость выполнена в виде двух изолированных друг от друга полостей, каждая из которых сообщена с масляной полостью только одной из подшипниковых опор свободной турбины и соединена с одним из откачивающих насосов, снабжена отдельной магистралью суфлирования, соединенной со входом запорного клапана, а в устройстве подачи масла напорные магистрали нагнетающих насосов турбокомпрессора и свободной турбины объединены между собой.

2. Маслосистема энергетической газотурбинной установки по п.1, отличающаяся тем, что отдельные магистрали суфлирования полостей дренажной емкости снабжены жиклерами и подключены параллельно к единому запорному клапану.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло.

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.

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

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.

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.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку. Последняя обечайка соединена со статорным элементом посредством разрезной втулки и образует с ним демпфирующую полость, ограниченную уплотнениями. На противолежащих участках обечаек, расположенных между разрезной втулкой и ближайшим к ней уплотнением, выполнены шлицы и ответные шлицы, с образованием зазора между ними. Предпочтительно шлицы и ответные шлицы выполнены прямобочными. Достигается повышение надежности за счет снижения вероятности разрушения разрезной втулки в случае нештатной работы опоры турбомашины, а именно, в случае частичной передачи крутящего момента с вала на статорный элемент. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в магистрали подачи масла в двигатель, причем петля сифонного затвора с жиклером стравливания воздуха расположена внутри полости маслобака, а жиклер сообщен со свободным его объемом, согласно изобретению, восходящая часть петли сифонного затвора образована магистралью подвода масла к фильтру, а ниспадающая часть петли образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра. Изобретение обеспечивает уменьшение гидравлического сопротивления в магистрали подачи масла к двигателю и сокращение потерь давления масла в ее тракте, а также сокращение длины магистрали подачи масла и, как следствие, массы потребных трубопроводов.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В упругодемпферной опоре (1) турбины корпус (2) содержит радиальное ребро (7) с пристыкованными к нему ограничивающими масляную полость (10) фланцами (8) и (9) и стенку (11) с пристыкованными к ней трубами (18) подвода воздуха. Стенка (11) выполнена радиальной с плоской поверхностью (19) стыка с трубами (18) подвода воздуха. Между радиальной стенкой (11) и радиальным ребром (7) выполнена упругая цилиндрическая перемычка (20). Отношение среднего диаметра роликоподшипника D к осевой длине цилиндрической перемычки L находится в пределах 2…6. Отношение осевой длины цилиндрической перемычки L к минимальной толщине цилиндрической перемычки h находится в пределах 10…20. Путем снижения термических напряжений в корпусе упругодемпферной опоры повышается ее надежность, а также снижаются паразитные утечки охлаждающего воздуха. 1 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции упругих опор роторов турбомашин. Упругая опора содержит установленный на валу подшипник, статорный элемент, обечайку, по меньшей мере, две спицы и кольцевой элемент с фланцем. Обечайка закреплена на наружном кольце подшипника и соединена со статорным элементом через упругий элемент типа «беличье колесо» фланцевым соединением. Спицы жестко закреплены на статорном элементе и расположены в отверстиях между крепежными элементами фланцевого соединения. Фланец кольцевого элемента имеет отверстия под спицы диаметром больше диаметра спиц. Кольцевой элемент установлен с зазором относительно упругого элемента типа «беличье колесо» и одним концом жестко закреплен на обечайке перед упругим элементом типа «беличье колесо». Изобретение позволяет повысить надежность турбомашины. 1 ил.

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных высокотемпературных ГТД. В известном приводном центробежном суфлере, содержащем пристыкованный к КПА корпус с каналами подвода газомасляной смеси на вход установленной внутри него осевой крыльчатки, согласно изобретению каналы подвода смеси заключены внутрь кольцеобразной магистрали, наружная стенка которой выполнена в виде съемного экрана и подключена к устройству подачи охлаждающего агента. Технический результат изобретения - обеспечение конденсации паров масла в кольцеобразной магистрали перед попаданием газомасляной смеси в каналы подвода и возврат конденсата обратно в маслосистему позволяет сократить расход смазки двигателя. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх