Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя



Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя
Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя
Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя
Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя
Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2570792:

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

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 упругодемпферным опорам ротора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения.

Известна упругодемпферная опора двигателя BR-700, в которой рессора крепится внутренним фланцем к фланцу проставки (Скибин В.А., Солонин В.И. Иностранные авиационные двигатели. Справочник ЦИАМ, выпуск 14, - М.: Авиамир, 2005, стр.23).

Недостатком известной конструкции является снижение жесткости крепления и увеличенный вес.

Наиболее близкой к заявляемой является упругодемпферная опора газотурбинного двигателя (PW-800), включающая корпус, центральный привод, шарикоподшипник и рессору, содержащую масляный демпфер с поршневыми кольцами. При этом рессора установлена непосредственно на задний торец корпуса опоры, а корпус центрального привода установлен на передний торец корпуса опоры (Скибин В.А., Солонин В.И. Иностранные авиационные двигатели, Справочник ЦИАМ, выпуск 14. - М.: Авиамир, 2005, стр.67).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является отсутствие модуля центрального привода, собранного с шарикоподшипником передней опоры для обеспечения требований по зубчатому коническому зацеплению без промежуточного корпуса.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности упругодемпферной опоры газотурбинного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в упругодемпферной опоре газотурбинного двигателя, включающей корпус, центральный привод, шарикоподшипник и рессору, содержащую масляный демпфер с поршневыми кольцами, согласно изобретению рессора имеет упругий элемент с фланцем, передний торец которого соединен с торцом фланца корпуса центрального привода, а задний торец - с торцом корпуса опоры, при этом в упругом элементе выполнены прорези, длина которых L1=(0,6-1,8)L2, где L2 - осевая длина наружного кольца шарикоподшипника.

При этом 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.

Поршневые кольца в масляном демпфере могут быть выполнены опирающимися на внутреннюю поверхность корпуса опоры, на которую нанесено износостойкое покрытие.

Выполнение упругого элемента рессоры с фланцем, передний торец которого соединен с торцом фланца корпуса центрального привода, а задний торец - с торцом корпуса опоры, обеспечивает соединение корпуса центрального привода напрямую с рессорой, что устраняет лишние размерные цепи с допусками и позволяет с большей точностью обеспечить боковой зазор и пятно контакта в зубьях конической шестерни, а также улучшает центрирование ротора компрессора в промежуточном корпусе, повышая надежность опоры газотурбинного двигателя и обеспечивая модульность центрального привода.

Выполнение рессоры за одно с наружным кольцом шарикоподшипника позволяет исключить соединительную деталь (гайку), что повышает надежность опоры газотурбинного двигателя, снижает массу и уменьшает несоосность ротора компрессора.

Фиксация рессоры в корпусе опоры (в окружном и осевом направлениях) при помощи выступов, установленных в пазы рессоры, разгружает балочки упругого элемента от скручивания в окружном направлении, при этом наличие выступов ограничивает перемещение рессоры назад в случае ее поломки.

Выполнение прорезей длиной L1 в упругом элементе обусловлено тем, что при L1<0,6L2 упругий элемент становится жестким, и масляный демпфер из-за небольших перемещений не демпфирует колебания ротора. При колебаниях ротора с максимальным зазором в масляном демпфере запас по усталостной прочности недостаточен.

При L1>1,8L2 упругий элемент становится податливым настолько, что возможны наклепы, а также снижается устойчивость балочек при воздействии осевой силы, действующей на шарикоподшипник.

На фиг. 1 - изображен продольный разрез упругодемпферной опоры газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 - элемент А на фиг. 1 в увеличенном виде (вариант выполнения с цилиндрической втулкой).

На фиг. 3 - разрез Б-Б на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 4 - элемент В на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 5 - элемент А на фиг. 1 в увеличенном виде (вариант выполнения без цилиндрической втулки).

Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя включает корпус 1 с установленной в нем рессорой 2, шарикоподшипник 3, наружное кольцо 4 которого зафиксировано гайкой 5. Рессора 2 выполнена за одно с наружным кольцом 4 шарикоподшипника 3. Передний фланец 6 упругого элемента 7 рессоры 2 по переднему торцу 8 соединен с торцом фланца 9 корпуса 10 центрального привода. По заднему торцу 11 фланец 6 соединен с корпусом 1 опоры. В упругом элементе 7 между балочками 12 выполнены прорези 13, длина которых L1=(0,6-1,8)L2, где L2 - осевая длина наружного кольца 4 шарикоподшипника 3. Рессора 2 зафиксирована (в окружном и осевом направлениях) в корпусе 1 опоры выступами 14, установленными в пазы 15 рессоры 2. Рессора 2 содержит масляный демпфер 16, в котором установлены две пары поршневых колец 17 с образованием масляной полости 18. Поршневые кольца 17 в масляном демпфере 16 рессоры 2 могут быть выполнены опирающимися на цилиндрическую втулку 19 с износостойким покрытием, зафиксированную по торцу 20 корпуса 1 опоры контровкой при помощи пластически деформированных выступов 21 на конусную поверхность 22 корпуса 1 опоры. Возможен другой вариант выполнения опоры газотурбинного двигателя, при котором поршневые кольца 17 в масляном демпфере 16 рессоры 2 выполняют опирающимися на внутреннюю поверхность 23 корпуса 1 опоры, на которую нанесено износостойкое покрытие (цилиндрическая втулка 19 заменяется на износостойкое покрытие).

Работает устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя благодаря прямому соединению рессоры 2 с корпусом 10 центрального привода зазоры в зубчатом соединении имеют меньший разбег по величине, что повышает надежность упругодемпферной опоры газотурбинного двигателя.

При ремонте газотурбинного двигателя центральный привод заменяется модулем.

1. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя, включающая корпус, центральный привод, шарикоподшипник и рессору, содержащую масляный демпфер с поршневыми кольцами, отличающаяся тем, что рессора имеет упругий элемент с фланцем, передний торец которого соединен с торцом фланца корпуса центрального привода, а задний торец - с торцом корпуса опоры, при этом в упругом элементе выполнены прорези, длина которых L1=(0,6-1,8)L2, где L2 - осевая длина наружного кольца шарикоподшипника.

2. Упругодемпферная опора по п. 1, отличающаяся тем, что рессора зафиксирована в корпусе опоры при помощи выступов, установленных в пазы рессоры.

3. Упругодемпферная опора по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что рессора выполнена за одно с наружным кольцом шарикоподшипника.

4. Упругодемпферная опора по п. 1, отличающаяся тем, что поршневые кольца в масляном демпфере опираются на цилиндрическую втулку, выполненную с износостойким покрытием и зафиксированную по торцу корпуса опоры контровкой с помощью пластически деформированных выступов.

5. Упругодемпферная опора по п. 1, отличающаяся тем, что поршневые кольца в масляном демпфере опираются на внутреннюю поверхность корпуса опоры, на которую нанесено износостойкое покрытие.



 

Похожие патенты:

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный подшипник, кольцевой элемент и V-образные элементы.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Суфлирующая магистраль с заборником в нижней части корпуса выполнена отдельно от блока суфлирующих магистралей, установлена над перегородкой и имеет автономное сообщение с коллектором. Заборник ее соединен с суфлирующей магистралью через коленообразный участок магистрали и параллельно подключен через отверстие в перегородке, выполненное у задней стенки корпуса, к свободному объему маслобака. Заявленное изобретение позволяет при действии на самолет отрицательных перегрузок исключить выброс в атмосферу тех объемов масла, которые скапливаются в погруженной в масло части маслозаборников, что сокращает расход масла и улучшает экологические характеристики двигателя самолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения. Магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости коробки привода агрегатов через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов. Такое выполнение маслосистемы обеспечивает возможность корректировки гидравлического сопротивления в магистралях откачки насосов с приводом от ротора двигателя, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в КПА и избежать перегрева масла в масляной полости КПА и падения давления масла на входе в двигатель. 1 ил.
Наверх