Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2535796:

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

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.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая подстыкованную к суфлер-сепаратору единую магистраль суфлирования, сообщенную с суфлирующими магистралями масляных полостей подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженных насосами откачки масла (Патент РФ №2328609, МПК F02C 7/06, опубл. в 2008 г.).

В известной маслосистеме концентрация водомасляных загрязнений, скапливающихся в единой суфлирующей магистрали, возрастает по мере подключения в нее новых источников сжатого воздуха. Когда объединенный поток сжатого воздуха от всех суфлируемых полостей двигателя поступит в суфлер-сепаратор, часть загрязнений в нем будет уловлена и переправлена в маслобак для подготовки к последующему циклу работы (фильтрация, охлаждение, диагностика). Однако значительная часть загрязнений не успевает улавливаться в суфлере-сепараторе и попадает в окружающую атмосферу, что приводит не только к потере дефицитного продукта, но и к ухудшению экологических характеристик двигателя. Главной причиной повышенного расхода масла является поток сжатого воздуха, поступающего в единую магистраль суфлирования из масляной полости опорного подшипника ротора турбины, так как он имеет наибольшее давление, самую высокую температуру (до 180°C) и наибольшую концентрацию водомасляных загрязнений из-за большой подачи масла (для охлаждения подшипников опоры ротора турбины).

При попадании в единую суфлирующую магистраль потока сжатого воздуха из масляной полости опорного подшипника ротора турбины в ней резко увеличивается гидросопротивление, что затрудняет отвод суфлируемого воздуха из других масляных полостей системы суфлирования двигателя и может привести к разрушению стенок масляных полостей и аварии двигателя.

Задачей изобретения является предотвращение выброса масла из системы суфлирования двигателя в атмосферу.

Указанная задача решается тем, что в известной маслосистеме авиационного ГТД, содержащей масляные полости подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженные насосами откачки масла и суфлирующими магистралями, объединенными в единую магистраль суфлирования, соединенную с суфлером-сепаратором, согласно изобретению, в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины установлен водомаслоотделитель, дренажная полость которого сообщена магистралью со входом насоса откачки масла.

Благодаря предварительной очистке сжатого воздуха от водомасляных загрязнений в самом напряженном участке системы суфлирования - в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины - давление потока сжатого воздуха и концентрация загрязнений в нем на выходе из магистрали резко падают, что приводит к снижению гидравлического сопротивления единой магистрали суфлирования и повышению надежности работы системы суфлирования. Особо следует отметить снижение расхода масла и улучшение экологических характеристик двигателя.

Изобретение является простым и надежным средством «лечения» дефектных маслосистем, а материальные затраты при реализации предложения незначительны.

На чертеже изображена принципиальная гидравлическая схема маслосистемы авиационного ГТД.

Маслосистема содержит масляные полости 1, 2 подшипниковых опор ротора компрессора и масляную полость 3 подшипниковой опоры ротора турбины, которые подключены к трем откачивающим насосам, выполненным в виде единого трехсекционного блока 4, установленного на коробке 5 приводов двигательных агрегатов. На коробке 5 установлен также нагнетающий насос 6, сообщенный с маслобаком 7.

Маслосистема снабжена единой магистралью суфлирования 8, подключенной к суфлер-сепаратору 9, установленному на коробке 5. Каждая из масляных полостей 1, 2 и 3 имеет свою суфлирующую магистраль, соответственно 10, 11 и 12, сообщенную с единой магистралью суфлирования 8. В суфлирующей магистрали 12 установлен водомаслоотделитель 13, выполненный в виде шнека 14, размещенного в полости цилиндрического корпуса 15, сообщенной с дренажной полостью 16, которая сообщена магистралью 17 со входом в откачивающий двухсекционный насос 18, обеспечивающий одновременно и откачку масла из коробки 5.

При работе двигателя масло из маслобака 7 поступает на вход нагнетающего насоса 6, из которого, пройдя фильтр и теплообменник, попадает к масляным форсункам, расположенным в масляных полостях 1, 2, 3 опорных подшипников роторов компрессора и турбины и коробки 5 приводов двигательных агрегатов. Отработанная смазка переправляется на вход трех откачивающих насосов, выполненных в едином блоке 4, и далее эвакуируется в маслобак 7. Благодаря утечкам сжатого воздуха и газа из проточной части двигателя в масляные полости 1, 2 и 3 происходит интенсивное перемешивание частиц масла и влаги с воздухом и образовавшаяся смесь начинает заполнять суфлирующие магистрали 10, 11 и 12, при этом водомасляные загрязнения, попавшие в суфлирующую магистраль 12, попадают в корпус 15 водомаслоотделителя и под действием динамического напора сжатого воздуха закручиваются шнеком 14.

Под действием центробежного эффекта осуществляется предварительная очистка воздуха от крупных капель масла и воды, которые, стекая по стенкам корпуса через перфорированную нижнюю перегородку, попадают в дренажную полость 16 водомаслоотделителя, из которой по магистрали 17 переправляются на вход откачивающего насоса 18 и далее в маслобак 7. Сжатый воздух с водомасляными загрязнениями из суфлирующих магистралей 10, 11 вместе с предварительно очищенным от крупных загрязнений сжатым воздухом из суфлирующей магистрали 12 заполняют единую магистраль суфлирования 8, откуда отводятся на вход суфлер-сепаратора 9, который улавливает оставшиеся в нем загрязнения, а чистый воздух выпускается в окружающую атмосферу.

Осуществление изобретения позволит улучшить экологические характеристики двигателя и повысить надежность работы системы суфлирования и двигателя в целом.

1. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженные насосами откачки масла и суфлирующими магистралями, объединенными в единую магистраль суфлирования, соединенную с суфлером-сепаратором, отличающаяся тем, что в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины установлен водомаслоотделитель, дренажная полость которого сообщена магистралью со входом насоса откачки масла.

2. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что водомаслоотделитель выполнен в виде шнека, установленного в полости цилиндрического корпуса, сообщенной с дренажной полостью.



 

Похожие патенты:

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.).

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.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается устройства маслосистемы газотурбинного двигателя. В масляной системе, содержащей подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с магистралью сброса в маслобак уловленного суфлером масла, в магистраль откачки встроен эжектор так, что выход из магистрали откачки выполнен соплом для эжектирующего потока масловоздушной эмульсии, а выход магистрали сброса уловленного суфлером масла выполнен соплом для эжектируемого потока в магистрали сброса масла, которое через смесительную камеру и диффузор сообщено с маслобаком. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы маслосистемы. 1 з. п. ф-лы, 1 ил.
Наверх