Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя



Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя
Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2551454:

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

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.

 

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

Известен приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя, содержащий 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 (см. М.В. Раздолин, Д.Н. Сурнов. "Агрегаты воздушно-реактивных двигателей". М.: Машгиз, 1973, стр. 213, рис. 2.70 и 2.71).

Недостаток этого устройства заключается в том, что процесс отделения масла от газов недостаточно эффективен, что объясняется тем, что большая часть потока газожидкостной среды поступает на вход осевой крыльчатки вблизи ее корневой части, где действие центробежных сил незначительно, поскольку окружная скорость лопаток в корневой части существенно ниже, чем на ее периферии.

Другой недостаток известного устройства состоит в том, что отвод масла из маслоулавливающей канавки в маслосистему осуществляется не под напором, а самотеком (под действием сил тяжести), поэтому канавка вовремя не опоражнивается, и часть смазки увлекается газами в окружающую атмосферу, что ухудшает экологические характеристики ГТД, так как масло содержит вредные для человека компоненты. Следует обратить внимание и на повышенный расход дорогого авиационного масла.

Задача изобретения - интенсификация процесса отделения масла от газов.

Указанная задача решается тем, что в известном приводном центробежном суфлере ГТД, содержащем 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, согласно изобретению 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.

Целесообразно лопатки осевой крыльчатки, расположенные в зоне размещения маслоулавливающей канавки, выполнить с выступом, заведенным в последнюю.

Для создания напора жидкости в канале отвода масла целесообразно установить регулируемый подпружиненный клапан постоянного перепада давления.

Такое выполнение устройства приводит к тому, что при обтекании потоком газожидкостной смеси стенок диафрагмы происходит плавное перемещение потока от корневой части лопаток крыльчатки к периферийной, где напряженность поля центробежных сил выше и процесс отделения масла от газов становится более эффективным.

Благодаря тому, что концевая часть лопаток крыльчатки погружена внутрь маслоулавливающей канавки, она начинает работать, как радиальная крыльчатка, отбрасывая масло на дно канавки. По мере накопления жидкости в канавке радиальная крыльчатка создает напор, под действием которого открывается клапан постоянного перепада давлений, и маслоулавливающая канавка быстро опорожняется. По мере изменения концентрации жидкости и настройки клапана процесс перетекания масла из канавки в маслосистему имеет периодический или непрерывный характер.

На фиг. 1 показан продольный разрез центробежного суфлера ГТД;

на фиг. 2 - поперечный разрез А-А фиг. 1.

Приводной центробежный суфлер содержит корпус 1 с маслосбрасывающей резьбой 2, соединенной с маслоулавливающей канавкой 3. В корпусе 1 выполнены каналы 4 подвода газожидкостной смеси и выходной патрубок 5 для отвода очищенных от масла газов в атмосферу. Внутри корпуса 1 на приводном валу 6 консольно закреплена осевая крыльчатка 7 с газоотводящими окнами 8, сообщенными с выходным патрубком 5. Лопатки 9 крыльчатки 7 со стороны маслоулавливающей канавки 3 выполнены с выступом 10, заведенным в последнюю с зазором относительно ее боковых стенок. Крыльчатка 7 выполнена в виде направляющей диафрагмы 11, увеличивающейся в диаметре в сторону выхода. Участок диафрагмы 12 с максимальным диаметром, меньшим наружного диаметра лопаток крыльчатки, размещен перед окнами 8 и образует с корпусом 1 дополнительные окна 13. Последние сообщены через окна 8 с выходным патрубком 5. Маслоулавливающая канавка 3 сообщена с каналом 14 отвода уловленного масла. На выходе канала 14 установлен регулируемый подпружиненный клапан 15 постоянного перепада давлений, вход 16 которого сообщен с маслоулавливающей канавкой 3, а выход 17 - с маслосистемой двигателя. Направление нарезки маслосбрасывающей резьбы 2 противоположно направлению вращения приводного вала 6.

Устройство работает следующим образом.

Газожидкостная смесь через каналы 4 в корпусе 1 поступает к лопаткам 9 осевой крыльчатки 7, приводимой во вращение через приводной вал 6.

Благодаря наличию в крыльчатке 7 направляющей диафрагмы 11, поток газожидкостной смеси постепенно разворачивается с минимальной гидравлической потерей от коренной части лопаток 9 к периферийной, где попадает в поле действия центробежных сил, которые на периферии лопаток максимальны. Частицы масла, отбрасываемые лопатками 9 в зазор между крыльчаткой 7 и корпусом 1, заполняют канавку маслосбрасывающей резьбы 2, по которой они перетекают в сторону маслоулавливающей канавки 3, постепенно ее заполняя. Очищенный от частиц масла газ через окна 8 попадает в патрубок 5 и далее в окружающую атмосферу. По мере накопления масла в маслоулавливающей канавке 3 вращающийся в ней выступ 10 лопаток 9 создает напор, при котором открывается клапан 15, и масло через канал 13 с большой скоростью устремляется в маслосистему для повторного использования.

Осуществление изобретения позволит интенсифицировать процесс отделения масла от газов и сократить расход масла в двигателе.

1. Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя, содержащий 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, отличающийся тем, что 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.

2. Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что лопатки крыльчатки, расположенные в зоне размещения маслоулавливающей канавки, выполнены с выступом, заведенным в последнюю.

3. Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя по п. 2, отличающийся тем, что он снабжен регулируемым подпружиненным клапаном постоянного перепада, вход которого сообщен с маслоулавливающей канавкой, а выход - с маслосистемой двигателя.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции центробежного суфлера системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

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 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.

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.

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный подшипник, кольцевой элемент и V-образные элементы. Внутреннее кольцо радиально-упорного подшипника установлено на валу ротора низкого давления, а его наружное кольцо установлено в узле конической передачи на внутренней поверхности конической шестерни, контактирующей с рессорой посредством шлицевого соединения. Рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления посредством шлицевого соединения и содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении от радиально-упорного подшипника. Кольцевой элемент установлен на внутренней поверхности конической шестерни, зафиксирован в ней от проворота посредством шлицевого соединения и контактирует по торцу с наружным кольцом. V-образные элементы расположены по окружности между радиально-упорным подшипником и рессорой. Каждый из V-образных элементов образован двумя качалками, соединенными друг с другом посредством шарнирного соединения. В месте соединения качалок установлен груз, а свободные концы качалок соединены с наружным кольцом и рессорой соответственно посредством шарнирных соединений. Рессора содержит средство фиксации, ограничивающее ее осевое смещение в направлении к радиально-упорному подшипнику. Изобретение позволяет упростить доводку газотурбинного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам ротора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя включает рессору, которая имеет упругий элемент с фланцем, передний торец которого соединен с торцом фланца корпуса центрального привода, а задний торец - с торцом корпуса опоры. В упругом элементе выполнены прорези, длина которых L1=(0,6-1,8)L2, где L2 - осевая длина наружного кольца шарикоподшипника. Рессора зафиксирована в корпусе опоры при помощи выступов, установленных в пазы рессоры. Рессора выполнена за одно с наружным кольцом шарикоподшипника. Поршневые кольца в масляном демпфере могут быть выполнены опирающимися на цилиндрическую втулку, выполненную с износостойким покрытием и зафиксированную по торцу корпуса опоры контровкой с помощью пластически деформированных выступов. В другом варианте выполнения поршневые кольца в масляном демпфере опираются на внутреннюю поверхность корпуса опоры, на которую нанесено износостойкое покрытие. Изобретение позволяет повысить надежность упругодемпферной опоры газотурбинного двигателя. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системе снабжения маслом для стационарной газовой турбины, в которой на основании нового соединения компонентов системы снабжения маслом, таких как масляный бак, насосы и теплообменник, а также системы трубопроводов, обеспечивается возможность надежной работы газовой турбины даже при возникающих в течение нескольких часов окружающих температурах до 60°С, без необходимости выполнения этих компонентов для более высоких рабочих температур. Для этого предусмотрено, что масляный бак имеет две расположенные горизонтально друг над другом зоны для хранения масла, при этом обе зоны отделены друг от друга большей частью или полностью с помощью разделительного элемента. Технический результат изобретения - обеспечение возможности достаточного охлаждения масла без необходимости более мощных компонентов. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к роторным газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов, в том числе у высокооборотных газотурбинных двигателей, у которых критические частоты вращения роторов находятся в рабочем диапазоне частот. Согласно способу монтажа вал ротора посредством подшипников качения устанавливают с возможностью вращения в опорах, причем для монтажа вала ротора в одной из опор используют подшипник роликовый с овальной беговой дорожкой его кольца, связанного силовыми элементами со статором двигателя, а установку этого подшипника в опоре осуществляют таким образом, что малая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, задают жесткость опоры и параметры овала беговой дорожки кольца подшипника, при которых обеспечивается устранение резонанса ротора на критических частотах его вращения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности работы двигателя путем повышения его надежности и срока эксплуатации за счет уменьшения или полного гашения колебаний его ротора практически во всем диапазоне частот вращения, в том числе за счет обеспечения возможности использования при монтаже ротора упругодемпферных опор. 1 ил.
Наверх