Опора газотурбинного двигателя



Опора газотурбинного двигателя
Опора газотурбинного двигателя
Опора газотурбинного двигателя
Опора газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2560655:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (МИНПРОМТОРГ РОССИИ) (RU)

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.

 

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна опора двигателя PW-6124, где подвод масла под шарикоподшипник выполнен при помощи бурта в стяжной гайке пакета шарикоподшипника и ведущей шестерни (зубчатого колеса) («Иностранные авиационные двигатели», выпуск 14, Москва, ЦИАМ, 2005 г., стр. 162).

Недостатком известной конструкции является наличие вырезов в резьбе гайки, что ослабляет резьбу и ограничивает расход масла к шарикоподшипнику.

Наиболее близкой к заявляемой является опора газотурбинного двигателя SaM -146, включающая шарикоподшипник и ведущую шестерню с буртом, расположенные на валу ротора компрессора с устройством подвода масла под шарикоподшипник со стяжной гайкой («Иностранные авиационные двигатели», выпуск 14, Москва, ЦИАМ, 2005 г., стр. 195). Подвод смазки под шарикоподшипник осуществляется при помощи бурта (гребня) в шестерне, которая выполнена заодно с лабиринтом, а стяжная гайка расположена под валом ротора.

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является увеличенная строительная высота в радиальном направлении из-за трех ярусов элементов конструкции (шестерня, вал, гайка), что уменьшает диаметр внутри проходящего вала привода вентилятора.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности путем упрощения конструкции и снижения массы устройства подачи масла под шарикоподшипник за счет увеличения полости подвода масла и внутреннего диаметра вала ротора компрессора.

Указанный технический результат достигается тем, что в опоре газотурбинного двигателя, включающей шарикоподшипник и ведущую шестерню с буртом, расположенные на валу ротора компрессора с устройством подвода масла под шарикоподшипник со стяжной гайкой, согласно изобретению, стяжная гайка в устройстве подвода масла выполнена с пазами и расположена под ведущей шестерней, между ее буртом и упорным выступом, а перед пазами стяжной гайки установлена форсунка подачи масла, при этом расстояние от бурта ведущей шестерни до упорного выступа L1=1,1-2,5L2, где L2 - осевая длина стяжной гайки.

Угол α между направлением подачи масла из форсунки и направлением перемещения пазов стяжной гайки в окружном направлении равен 30°-80°.

Контровка стяжной гайки имеет Т-образную форму и расположена в ответном Т-образном пазу вала ротора.

Расположение стяжной гайки в устройстве подвода масла под ведущей шестерней, между ее буртом и упорным выступом, а также установка форсунки подачи масла перед пазами стяжной гайки, позволяет организовать максимально длинную и глубокую масляную ванну с обеспечением монтажного зазора при постановке стяжной гайки.

Выполнение на стяжной гайке пазов обеспечивает затяжку гайки ключом и сепарирование масла из масловоздушной смеси, которая образуется при подаче масла из форсунки на вращающиеся детали.

При L1<1,1L2 полость подвода масла будет минимальна, что не обеспечит подачу необходимого количества масла под шарикоподшипник.

При LI>2,5L2 увеличивается консольная часть ведущей шестерни относительно вала, что может привести к колебаниям ведущей шестерни.

Выполнение угла α между направлением подачи масла из форсунки и направлением перемещения пазов стяжной гайки в окружном направлении равным 30°-80° обеспечивает меньшую относительно стяжной гайки скорость при соприкосновении масла с пазами, то есть его разбрызгивание и осевое относительно пазов перемещение масла.

При α<30° распыл струи растет настолько, что выходит за пределы кольцевой щели, в которую подается масло.

При α>80° эффект становится незначительным, так как пазы нагнетают масло в радиальном направлении, отбрасывая масло в полость под ведущей шестерней, из которой масло через пазы поступает под шарикоподшипник.

Фиксация стяжной гайки при помощи контровки Т-образной формы, расположенной в ответном Т-образном пазу вала ротора, позволяет уменьшить высоту стяжной гайки, что уменьшает радиальную высоту пакета деталей.

На фиг. 1 изображен продольный разрез опоры газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 3 - сечение А-А на фиг. 2.

На фиг. 4 - сечение Б-Б на фиг. 2.

Опора газотурбинного двигателя включает корпус 1 и ротор 2 компрессора. В опоре размещено устройство подвода масла. Масло при помощи форсунки 3 подается в щель 8 перед пазами 4 стяжной гайки 5.

Ведущая шестерня 6, расположенная на валу ротора 2 компрессора, выполнена с буртом 7 и упорным выступом 8. Стяжная гайка 5 с пазами 4 расположена под ведущей шестерней 6, между буртом 7 и упорным выступом 8 ведущей шестерни 6. При этом расстояние L1 от бурта 7 до упорного выступа 8 ведущей шестерни 6 равно: L1=1,1-2,5L2, где L2 - осевая длина стяжной гайки 5.

Стяжная гайка 5 стягивает пакет деталей и внутренние кольца шарикоподшипника 9, расположенные на валу ротора 2 компрессора. Подача масла из форсунки 3 производится под углом α=30°-80° к направлению вращения ротора 2. Стяжная гайка 5 контрится от отворачивания пластически деформированным выступом 10 пластинчатой Т-образной контровки 11, расположенной в Т-образном пазу 12 вала 13 ротора 2 компрессора.

При работе двигателя масло из форсунки 3 подается в полость перед пазами 4 стяжной гайки 5 по направлению вращения ротора 2, вдоль пазов 4 стяжной гайки 5. Далее масло отбрасывается в полость ведущей шестерни 6, находящейся под стяжной гайкой 5, затем попадает под шарикоподшипник 9, где через его внутренние кольца смазывает шарикоподшипник 9.

1. Опора газотурбинного двигателя, включающая шарикоподшипник и ведущую шестерню с буртом, расположенные на валу ротора компрессора с устройством подвода масла под шарикоподшипник со стяжной гайкой, отличающаяся тем, что стяжная гайка в устройстве подвода масла выполнена с пазами и расположена под ведущей шестерней, между ее буртом и упорным выступом, а перед пазами стяжной гайки установлена форсунка подачи масла, при этом расстояние от бурта ведущей шестерни до упорного выступа L1=1,1-2,5L2, где L2 - осевая длина стяжной гайки.

2. Опора по п. 1, отличающаяся тем, что угол α между направлением подачи масла из форсунки и направлением перемещения пазов стяжной гайки в окружном направлении равен 30-80°.

3. Опора по п. 1, отличающаяся тем, что контровка стяжной гайки имеет Т-образную форму и расположена в ответном Т-образном пазу вала ротора.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора. Изобретение обеспечивает снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования. 1 ил.

Изобретение относится к технике, применяемой при транспорте газа по магистральным газопроводам, и может быть использовано в газотранспортной отрасли промышленности для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей (далее - ГТД) неработающих (находящихся в резерве) газоперекачивающих агрегатов, установленных в компрессорных цехах компрессорных станций магистральных газопроводов. В маслобак неработающего ГТД встроен воздушный пучковый теплообменный модуль, входной патрубок которого соединен со снабженным обратным клапаном и запорным краном воздухопроводом, соединенным с полостью низкого давления осевого компрессора работающего ГТД. К обратному клапану подсоединен снабженный электромагнитным клапаном воздухопровод, соединенный с полостью высокого давления осевого компрессора работающего ГТД. Обратный клапан установлен с возможностью пропуска воздуха в сторону воздушного пучкового теплообменного модуля и открытия посредством воздействия на него воздуха, поступающего по воздухопроводу, соединенному с полостью высокого давления осевого компрессора работающего ГТД, после открытия электромагнитного клапана, управляемого контроллером системы автоматизированного управления и регулирования на основании сигналов от датчика температуры, установленного с возможностью фиксирования температуры масла в маслобаке неработающего ГТД. Технический результат - снижение энергетических затрат для нагрева масла в маслобаке неработающего ГТД за счет использования вторичного источника энергии - нагретого воздуха из полости низкого давления осевого компрессора работающего ГТД без снижения мощности и экономичности работающего ГТД. 1 ил.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины с демпфером с дроссельными канавками, содержащая корпус, втулку, закрепленную в корпусе, упругое кольцо с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами, выполненными соответственно на наружной и внутренней поверхностях кольца, подшипник качения, форсуночное кольцо с форсунками и уплотнение масляной полости опоры. Втулка, закрепляемая в корпусе, выполнена заодно целое с упругим кольцом с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами таким образом, что ее средняя часть выполнена в виде этого упругого кольца и торцевая цилиндрическая часть втулки с фланцем для крепления ее к корпусу и другая торцевая часть втулки с внутренним буртом жестко соединены с упругим кольцом на длине каждого наружного выступа, а на длине каждого внутреннего выступа и прилегающих к нему двух пролетов упругое кольцо отделено от этих частей втулки сквозными прорезями. Между прорезями и торцами внутренних выступов остаются цилиндрические пояски, контактирующие с резиновыми уплотнительными кольцами. В корпусе выполнена герметичная полость в области верхнего наружного выступа, в которую под давлением подается масло, сообщающаяся с кольцевой канавкой с прямоугольным поперечным сечением, выполненной на наружной поверхности упругого кольца в середине его ширины с эксцентриситетом относительно центра опоры, направленным вертикально вниз. На наружной поверхности каждого внутреннего выступа в окружном направлении в середине ширины выступа выполнена дроссельная канавка с прямоугольным поперечным сечением, соединяющая впадины, прилегающие к выступу, впадины, образованные наружными выступами упругого кольца, сообщаются с впадинами, образованными его внутренними выступами, через радиальные отверстия. Торцы впадин, образованных внутренними выступами, уплотнены резиновыми уплотнительными кольцами, размещенными в кольцевых канавках, выполненных во внешнем кольце подшипника. Натяг в них выбран из условия отсутствия проскальзываний рабочих режимах турбомашины. На торце внешнего кольца подшипника выполнен выступ, входящий в ответный паз в бурте втулки с зазором по периметру паза, равным допустимому смещению ротора в опоре, причем паз в бурте размещен в срединной радиальной плоскости наружного выступа упругого кольца. Масло в канавку в форсуночном кольце, соединяющую его форсунки, поступает под давлением подачи из своей герметичной полости в корпусе, также расположенной над одним из наружных выступов упругого кольца, через канавку, выполненную в корпусе, и несколько отверстий, выполненных во втулке. Герметичность полостей, выполненных в корпусе, обеспечивается натягом между этой втулкой и корпусом. Достигается меньший радиальный размер, повышаются упругие и демпфирующие характеристики, снижается темп износа. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Перед запуском двигателя в нагнетающую магистраль подают масло через дополнительный маслонасос и дополнительную магистраль, масло подают до заполнения нагнетающей магистрали, а полноту заполнения нагнетающей магистрали определяют по моменту появления масла на сливе из опор двигателя или одновременно при появлении масла на сливе из опор двигателя и достижении заданной величины давления масла в нагнетающей магистрали, после чего, дополнительный маслонасос отключают и запускают двигатель. Технический результат изобретения - предотвращение запуска двигателя с незаполненной маслосистемой и исключение выхода из строя двигателя в результате повышенного износа подшипников при эксплуатации газотурбинного двигателя в наземной установке. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей. Технический результат изобретения - создание автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, и максимальное использование поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. Эффективность эжекторной системы достигается применением шевронного сопла, соединенного с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы боковой поверхности вала цилиндрические участки штифта расположены перед торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса. Торцовые участки штифта спрятаны внутрь выполненной в крыльчатке на входе кольцевой проточки, исключается попадание элементов разрушения в сторону механизма привода (коробки приводов двигательных агрегатов), что повышает надежность конструкции суфлера. 2 ил.
Наверх