Масляная система газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2547540:

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

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.

 

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

Известна масляная система ГТД, содержащая подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с магистралью сброса уловленного суфлером масла (патент RU №2117794, опубл. 20.08.1998 г.).

В известной маслосистеме для повышения эффективности работы центробежного суфлера магистраль сброса уловленного им масла подведена на вход дополнительного насоса откачки масла, что усложняет конструкцию маслосистемы, так как для приведения насоса во вращение необходим дополнительный приводной вал в коробке привода агрегата (КПА) и место на ней для установки и крепления насоса, что увеличивает ее габариты и массу.

Использование дополнительного насоса откачки в магистрали сброса уловленного суфлером масла снижает надежность работы маслосистемы двигателя в случае отказа насоса из-за поломки его качающих узлов (шестерен), так как прекращается возврат в маслосистему уловленной суфлером смазки, которая будет выбрасываться в окружающую атмосферу через воздухоотводящий канал центробежного суфлера, что приведет к потере масла на двигателе, заклиниванию ротора и отказу его в работе.

Отказ насоса из-за его поломки возможен, в частности, потому, что запас его производительности на порядок превышает объемный расход масла в магистрали сброса уловленной суфлером смазки, поэтому большую часть времени он работает вхолостую (без смазки).

Задачей изобретения является упрощение конструкции масляной системы ГТД. Технический результат - повышение надежности работы маслосистемы.

Указанный технический результат достигается тем, что в масляной системе газотурбинного двигателя, 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, согласно изобретению 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.

Целесообразно диффузор вывести внутрь установленного в маслобаке центробежного воздухоотделителя-циклона касательно к его боковой стенке с помощью внутренней трубки или (на чертеже не показано) внешней трубки.

В эжекторе происходит увеличение полного давления низконапорного потока масловоздушной эмульсии, вытекающей из магистрали сброса уловленной суфлером смазки под действием струи масловоздушной эмульсии (высоконапорной), вытекающей из магистрали откачки. Происходит перенос энергии из одного потока в другой. Благодаря непрерывному захвату частиц эжектируемого потока высоконапорной струей из магистрали откачки и увлечению их в смесительную камеру поддерживается разряжение на входе в камеру, обеспечивающее подсос эжектируемого потока масловоздушной смеси из магистрали сброса масла. В результате отпадает необходимость в использовании на выходе магистрали сброса уловленной суфлером смазки, специального насоса откачки масла, что упрощает конструкцию маслосистемы и повышает ее надежность.

На чертеже изображена принципиальная схема маслосистемы газотурбинного двигателя. Масляная система включает в себя масляные полости подшипников опор ротора 1 и масляную полость коробки приводных агрегатов (КПА) 2. Каждая из масляных полостей 1 и 2 подключена всасывающей магистралью 3 к своему откачивающему насосу, выполненному конструктивно в едином блоке откачивающих насосов (БОН) 4, выход из которого через магистраль откачки 5 сообщен с соплом 6 эжектора 7, встроенного в магистраль откачки перед входом в маслобак 8. Снаружи сопла 6 соосно ему установлено сопло 9, выполненное на конце магистрали сброса масла 10, уловленного центробежным суфлером 11, установленным на КПА 12. Центробежный суфлер 11 снабжен масляной канавкой 13, сообщенной со входом в магистраль 10. Сопло 9 через смесительную камеру 14 соединено с диффузором 15, выведенным внутрь центробежного воздухоотделителя - циклона 16 с помощью трубки 17 касательно к его боковой стенке. Маслосистема снабжена нагнетающим насосом 18, вход в который всасывающей магистралью 19 сообщен с маслобаком 8, а выход подключен к форсункам в масляных полостях 1 и 2. Масляная полость 2 КПА и масляная полость маслобака 8 через систему суфлирующих магистралей сообщены со входом в центробежный суфлер 11, воздухоотводящий канал 20 которого сообщен с окружающей атмосферой.

При работе ГТД масло из маслобака 8 поступает на вход нагнетающего насоса 18 и далее через фильтр и теплообменник попадает на форсунки в масляных полостях 1 опор ротора и в масляной полости КПА. Отработанная смазка в виде масловоздушной эмульсии по всасывающим магистралям 3 из масляных полостей 1 и 2 попадает в откачивающие насосы БОН 4. На выходе БОН 4 формируется высоконапорный поток масловоздушной эмульсии, который через магистраль откачки 5 поступает в сопло 6 эжектирующего агента, при этом из магистрали 10 сброса уловленной центробежным суфлером 11 смазки в сопло эжектируемого агента 9 поступает низконапорный поток масловоздушной эмульсии. В смесительную камеру 14 эжектора 7 эжектируемый и эжектирующий потоки масловоздушной эмульсии поступают раздельно, однако при дальнейшем течении благодаря турбулентному смешению потоков происходит перенос энергии из одного потока в другой. В диффузоре 15, установленном на выходе смесительной камеры 14, скоростной напор смеси частично преобразуется в статическое давление. Из диффузора 15 по внутренней трубке 17 смесь двух потоков поступает внутрь центробежного воздухоотделителя-циклона 16 касательно к его боковой стенке. Воздух, отделившийся от масловоздушной эмульсии в центробежном суфлере 11, проходит через воздухоотводящий канал 20 в окружающую атмосферу.

В связи с вышеизложенным, по мнению заявителя, на основании уровня техники очевидно, что при реализации заявленной масляной системы газотурбинного двигателя достигается вышеприведенный технический эффект, заключающийся в повышении надежности ее работы.

1. Масляная система газотурбинного двигателя, содержащая подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с магистралью сброса в маслобак уловленного суфлером масла, отличающаяся тем, что 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.

2. Масляная система по п. 1, отличающаяся тем, что диффузор выведен внутрь установленного в маслобаке центробежного воздухоотделителя-циклона касательно к его боковой стенке с помощью внутренней трубки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных высокотемпературных ГТД.

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.

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.

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.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку.

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.

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.

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.

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.

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.

Центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции центробежного суфлера системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Центробежный суфлер содержит ротор с установленной на нем центробежной крыльчаткой, размещенной в цилиндрической расточке корпуса, в котором выполнена кольцевая канавка для отвода масла. Лопатки крыльчатки, расположенные напротив канавки для отвода масла, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. Крыльчатка может быть снабжена поперечными перегородками, образующими полости, последовательно сообщенные между собой. Выходной канал из кольцевой канавки корпуса выполнен тангенциально по отношению к ней. Цилиндрическая поверхность корпуса и соответствующая ей часть крыльчатки можгу быть выполнены ступенчатыми. Технический результат изобретения - повышение эффективности отделения масла от газа, уменьшение расхода масла в двигателе и загрязнения атмосферы. 3 з.п. ф-лы, 5ил.

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для использования в качестве опоры быстровращающегося ротора газовой турбины, выполненной в виде двух отдельных ребер, установленных в имеющийся корпус с крышкой и приваренных к нему монтажным швом перпендикулярно оси предварительно выполненной в ребрах расточки заподлицо с горизонтальным разъемом корпуса и соединенных по нему с верхним ребром; при этом верхнее ребро соединено с имеющейся крышкой посредством крепежа и подогнанной по месту дистанционной шайбы. Выполненная таким образом опора быстровращающегося ротора для восприятия его динамической неуравновешенности достигнута путем соединения в единое целое имеющихся корпуса с крышкой, а также ребер, соединенных с корпусом и крышкой, что обеспечивает требуемую податливость порядка 5 мк/тонну усилия опоры быстровращающегося ротора, тем самым уменьшает трудоемкость и сокращает сроки переоборудования газовой турбины. 3 ил.

В газотурбинном двигателе воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха. Коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления. Коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления. Между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя. Изобретение повышает надежность газотурбинного двигателя путем снижения температуры воздуха, поступающего из коллектора повышенного давления на охлаждение валов газотурбинного двигателя и на наддув воздушных полостей подшипниковых опор. 4 ил.

Приводной центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Приводной центробежный суфлер ГТД содержит корпус с маслосбрасывающей резьбой и маслоулавливающей канавкой и установленную в нем осевую крыльчатку, вход в которую сообщен с каналом подвода газомасляной смеси, а выход - через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Проточная часть крыльчатки выполнена в виде направляющей диафрагмы, увеличивающейся в диаметре в сторону выхода, причем участок диафрагмы с максимальным диаметром, меньшим наружного диаметра лопаток крыльчатки, образует с корпусом дополнительные окна, сообщенные через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Лопатки крыльчатки, расположенные в зоне размещения маслоулавливающей канавки, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. Маслоулавливающая канавка сообщена со входом регулируемого подпружиненного клапана постоянного перепада, выход из которого сообщен с маслосистемой двигателя. Изобретение позволит повысить эффективность отделения масла от газа и сократить расход масла в двигателе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Двухроторный газотурбинный двигатель содержит роторы низкого и высокого давления, установленные с возможностью вращения в неподвижном картере. Ротор низкого давления содержит компрессор и турбину, соединенные валом низкого давления, поддерживаемым передним опорным подшипником, а также первым задним и дополнительным задним опорными подшипниками. Первый задний опорный подшипник и дополнительный задний опорный подшипник поддерживаются выпускным картером неподвижного картера. Ротор высокого давления установлен на переднем и заднем опорных подшипниках ротора высокого давления. Задний опорный подшипник ротора высокого давления является межвальным опорным подшипником, содержащим внутреннюю дорожку, неподвижно соединенную с ротором турбины высокого давления, и наружную дорожку, неподвижно соединенную с валом низкого давления. Изобретение позволяет уменьшить радиальные зазоры на концах лопаток роторов под нагрузкой, возникающей при маневрировании летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9). С передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления. Кольцевая полость охлаждающего воздуха на выходе через лабиринтные уплотнения соединена с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью (17) проточной части (18) компрессора низкого давления (8) на его выходе (19). Кольцевая полость обогревающего воздуха соединена на выходе с воздушными полостями (23) входного обтекателя (3), а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу (25) в масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора - с проточной частью (26) на выходе (27) компрессора высокого давления (9). Достигается повышение надежности двигателя за счет противообледенительного обогрева обтекателя вентилятора и повышения эффективности лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора. 3 ил.

Газотурбинный двигатель содержит ротор, радиально наружную и внутреннюю статорные части, между которыми проходит воздушный канал компрессора, кольцевой зазор между ротором и радиально внутренней статорной частью, а также выпускной трубопровод. Ротор включает роторную часть подшипника, работающего на текучей среде, а радиально внутренняя статорная часть содержит его статорную часть. Кольцевой зазор образует кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора. В направлении потока воздуха в кольцевом воздушном канале площадь последнего уменьшается в первой части и затем увеличивается во второй части. Впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, расположен аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде. При эксплуатации указанного выше газотурбинного двигателя вращают ротор относительно радиально наружной и внутренней статорных частей. Пропускают сжатый воздух через воздушный канал компрессора в кольцевой воздушный канал, образованный частью кольцевого зазора между ротором и радиально внутренней статорной частью. Группа изобретений позволяет исключить попадание жидкости из подшипниковой камеры в воздушный канал компрессора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Оба опорных подшипника размещены по одну сторону крыльчатки со стороны приводного вала и расположены внутри единого установленного концентрично поверх вала стакана, открытая сторона которого развернута в направлении каналов подвода газомасляной смеси, а донышко через образованную в нем кольцевую щель сообщено с корневой частью межлопаточных каналов крыльчатки. Изобретение позволяет повысить надежность работы суфлера и упростить его конструкцию. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Конструкция для авиационного турбореактивного двигателя содержит подшипник качения, опору подшипника, вкладыш между наружным кольцом подшипника и опорой, а также средства соединения наружного кольца с опорой и средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца. Средства соединения наружного кольца с опорой содержат крепежный фланец, установленный на опоре, и гибкие соединительные средства, закрепленные на наружном кольце и на крепежном фланце. Средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца, содержат первые и вторые упорные средства. Первые упорные средства соединены с вкладышем и выполнены с возможностью его осевого удержания относительно опоры в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства соединены с вкладышем и выполненные с возможностью осевого удержания наружного кольца относительно вкладыша в случае разрыва гибких соединительных средств. Вторые упорные средства выполнены в виде штифтов, отстоящих в окружном направлении друг от друга и заходящих, каждый, в гнездовое отверстие, выполненное во вкладыше. Штифты содержат радиально внутренний конец, находящийся в кольцевом пазу, выполненным на наружном кольце подшипника и содержащем множество сквозных радиальных проходных отверстий, выходящих в дно кольцевого паза. Каждый из штифтов расположен радиально напротив сплошной части дна кольцевого паза. При монтаже указанной конструкции наружное кольцо вставляют во вкладыш таким образом, чтобы совместить в радиальном направлении каждое из проходных отверстий, выполненных в кольце, с гнездовым отверстием для штифта, выполненным во вкладыше. Штифты вставляют в гнездовые отверстия через проходные отверстия таким образом, чтобы радиально внутренний конец каждого штифта зашел в кольцевой паз наружного кольца. Наружное кольцо поворачивают таким образом, чтобы каждый штифт оказался в радиальном направлении напротив сплошной части дна упомянутого кольцевого паза, и устанавливают крепежный фланец на опору подшипника. Другое изобретение группы относится к авиационному турбореактивному двигателю, содержащему указанную выше конструкцию. Группа изобретений позволяет снизить габариты и массу подшипниковой опоры турбореактивного двигателя. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В опоре газотурбинного двигателя на валу ротора компрессора расположены шарикоподшипник и ведущая шестерня с буртом. В устройстве подвода масла под ведущей шестерней, между ее буртом и упорным выступом расположена стяжная гайка с пазами, перед которыми установлена форсунка подачи масла. Расстояние от бурта ведущей шестерни до упорного выступа L1=1,1-2,5L2, где L2 - осевая длина стяжной гайки. Контровка стяжной гайки имеет Т-образную форму и расположена в ответном Т-образном пазу вала ротора. Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности путем упрощения конструкции и снижения массы устройства подачи масла под шарикоподшипник. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх