Масляная система авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2578784:

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

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 области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя.

Известна масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю (патент RU №2468227, опубл. 27.11.2012 г.).

Известная маслосистема в случае ее использования в теплонапряженном двигателе будет иметь большой расход масла из-за значительного его испарения.

Большой расход масла влечет за собой увеличенную емкость маслобака, что невозможно из-за отсутствия места в силовой установке для его размещения.

Следует обратить внимание на увеличение веса силовой установки, дороговизну авиационного масла, снижение продолжительности полета без дозаправки маслом в воздухе и ухудшение экологических характеристик двигателя. Источником повышенного расхода масла в двигателе, в первую очередь, является масловоздушная смесь с высоким давлением и большим количеством испарившегося масла, которая прошла через систему суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора и попала в суфлер-сепаратор. Известно, что суфлер-сепаратор не улавливает пары масла и они свободно проходят в окружающую атмосферу.

Также следует заметить, что система откачки масловоздушной эмульсии из масляных полостей опорных подшипников ротора авиационного ГТД переразмерена в несколько раз (не менее чем в 3 раза), поэтому вместе с масловоздушной эмульсией в маслобак переправляется большое количество масла и в паровой фазе, которое также не может быть уловлено суфлером-сепаратором.

Задача настоящего изобретения - 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.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя, содержащей маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, согласно изобретению 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.

При реализации предложенной маслосистемы пары масла, образовавшиеся в масляных полостях подшипниковых опор ротора двигателя и внутренних трубопроводах суфлирования, вместе с газовоздушной смесью поступают в маслобак и через магистраль суфлирования попадают в теплообменник, где пары масла конденсируются с образованием мельчайших частиц жидкости и уносятся под перепадом давлений газовоздушной смесью на вход суфлера-сепаратора, который их улавливает и переправляет с помощью насоса откачки в маслобак.

На чертеже изображена принципиальная схема масляной системы авиационного ГТД.

Масляная система содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 коробки двигательных агрегатов (КДА) 5. В нижней части масляных полостей 1, 2, 3 и 4 установлены маслосборники, подключенные системой масляных магистралей к насосам откачки масла, выполненным в виде единого блока 6 насосов, установленного на КДА 5. На КДА 5 установлен также и нагнетающий насос 7, вход в который подключен масляной магистралью к заборнику масла, расположенному в нижней части полости маслобака 8, а выход из него через фильтр и теплообменник 9 сообщен системой масляных магистралей с форсунками подачи масла. Маслосистема содержит и приводной центробежный суфлер-сепаратор 10, вход в который сообщен с масляной полостью 4 КДА 5, а через дополнительный теплообменник 11, установленный в магистрали 12 суфлирования маслобака 8, со свободным объемом внутри последнего. Внутри маслобака 8 расположены два воздухоотделителя 13 и 14, выполненные по типу колодцев (циклонов). Воздухоотделитель 13 подключен к откачивающим магистралям насоса 15 и блока 6 насосов откачки, а воздухоотделитель 14 подключен к магистрали 16 суфлирования масляных полостей 1, 2 и 3 подшипниковых опор ротора двигателя.

Выходы из воздухоотделителей 13 и 14 выведены в свободный объем маслобака 8. Выход из суфлера-сепаратора 17 сообщен с атмосферой, а улавливаемое им масло через боковое отверстие 18 подведено на вход откачивающего насоса 15.

Когда авиационный ГТД работает на повышенных эксплуатационных режимах, а также при испытаниях его с имитацией высотно-скоростных условий полета (с наддувом и подогревом воздуха на входе), резко возрастает температура масла на выходе из двигателя (до 200°C и более), что приводит к его обильному парообразованию, приводящему к быстрому расходованию масла. Этому способствует также и рост давления воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора из-за утечек через воздушные уплотнения, который достигает порядка ~0,5 кгс/см2, благодаря чему через магистрали системы суфлирования вытесняется большое количество газовоздушной смеси, включающее в себя и масло в распыленном состоянии, которое обтекает горячие стенки масляных полостей и внутренние стенки суфлирующих трубопроводов, нагретые до температуры порядка ~300…350°С, что интенсифицирует процесс его испарения.

При работе двигателя масло из маслобака 8 поступает по всасывающей магистрали на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет его под давлением через фильтр и теплообменник 9 по системе напорных магистралей к форсункам подачи масла, установленным в масляных полостях 1, 2, 3 подшипников опор ротора и в масляной полости 4 КДА 5. Отработанное масло в виде масловоздушной смеси (эмульсии), включающее в себя также и пары масла, откачивается блоком 6 насосов и переправляется на вход воздухоотделителя 13; туда же попадает масло и из откачивающего насоса 15, всасывающая магистраль которого подключена к отверстию 18, куда отводится уловленное суфлером-сепаратором 10 масло.

Нагретая в масляных полостях 1, 2 и 3 газовоздушная смесь вместе с распыленными частицами масла попадает в систему суфлирования магистралей, где часть масла испаряется, контактируя с горячими внутренними стенками трубопроводов, и через суфлирующую магистраль 16 на вход воздухоотделителя 14.

Газовоздушная смесь вместе с парами масла собирается в верхней части маслобака 8 в свободном от масла объеме и под перепадом давлений устремляется по магистрали 12 суфлирования маслобака в дополнительный теплообменник 11, где пары масла конденсируются и потоком газовоздушной смеси переносятся на вход центробежного суфлера-сепаратора 10, где улавливаются им и переправляются через откачивающий насос 15 опять в маслобак для повторного использования.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, отличающаяся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

Упругодемпферная опора ротора тяжелой турбомашины относится к ГТД авиационного и наземного применения, а именно к конструкции упругодемпферной опоры компрессора мощной турбомашины наземного применения или мощного ГТД тяжелого самолета, не летающего в перевернутом полете. Предложена упругодемпферная опора ротора тяжелой турбомашины, содержащая корпус, смонтированный на роторе подшипник качения, втулку, жестко закрепленную в корпусе и имеющую на торце внутренний бурт, в который упирается подшипник качения своим внешним кольцом, демпферный зазор, в который под давлением подачи подается масло, уплотненный по торцам резиновыми уплотнительными кольцами, радиально-торцовое уплотнение, выполненное в виде крышки, закрепленной на корпусе, закрепленной на роторе и вращающейся вместе с ним втулки, уплотнительного разрезного графитового кольца, прижатого давлением воздуха к крышке и втулке, лабиринтного уплотнения, образованного крышкой и лабиринтным кольцом, закрепленным на роторе и вращающимся вместе с ним, форсуночное кольцо с форсунками, через которые масло подается на смазку подшипника и уплотнительного стыка разрезного графитового кольца с втулкой радиально-торцового уплотнения. Демпферный зазор выполнен между втулкой, закрепленной в корпусе, и внешним кольцом подшипника, или втулкой, с натягом насаженной на внешнее кольцо подшипника (в этом случае все нижеописанные конструктивные элементы и мероприятия, выполняемые во внешнем кольце подшипника, будут выполняться в этой втулке). Два резиновых уплотнительных кольца уплотняют торцы демпфирующего зазора и торец зазора между втулкой, закрепленной в корпусе, и внешним кольцом подшипника, расположенного над форсуночным кольцом, и третье резиновое уплотнительное кольцо уплотняет второй торец этого зазора, и уплотнительные кольца размещены в кольцевых канавках, выполненных на наружной поверхности внешнего кольца подшипника. Натяг в резиновых уплотнительных кольцах и диаметр их поперечного сечения выбраны таким образом, что обеспечивается надежное уплотнение этих зазоров и отсутствует взаимное проскальзывание с сухим трением резиновых уплотнительных колец по контактным поверхностям канавок и внутренней поверхности втулки, закрепленной в корпусе, при прецессировании ротора с амплитудой смещения ротора в опоре, равной величине демпферного зазора. Форсуночное кольцо запрессовано в расточку внешнего кольца подшипника. Масло поступает под давлением подачи в демпферный зазор из герметичной полости в корпусе через кольцевую канавку, выполненную в корпусе, и отверстия во втулке, закрепленной в корпусе, равнораспределенные по окружности, а в форсуночное кольцо - из другой герметичной полости в корпусе через другую кольцевую канавку в нем, отверстия во втулке, закрепленной в корпусе, также равнораспределенные по окружности, кольцевую канавку, выполненную на наружной поверхности внешнего кольца подшипника в зазоре над форсуночным кольцом и отверстия в этом кольце подшипника, расположенные в секторе, который занимает канавка, выполненная в форсуночном кольце, соединяющая его форсунки. В демпферном зазоре во внешнем кольце подшипника выполнено сквозное дроссельное отверстие. Центрирующая пружина выполнена в виде упругого кольцевого сектора, нижними концами жестко соединенного с крышкой радиально-торцового уплотнения. Во внешнем кольце подшипника выполнен паз под шпонку, а ответный паз под шпонку выполнен в центрирующей пружине. В эти пазы с упором в дно каждого из пазов вставлена шпонка с натягом по ее боковым поверхностям, величина которого подобрана таким образом, что при монтаже ротора в опору со смонтированными в ней втулкой, подшипником с форсуночным кольцом, крышкой радиально-торцового уплотнения с установленной в центрирующей пружине шпонкой, а также при работе турбомашины, не происходило взаимного проскальзывания с сухим трением боковых контактных поверхностей шпонки и пазов. Высота шпонки подобрана таким образом, что при установке ротора в опору и действии на центрирующую пружину силы веса ротора демпфирующий зазор становился концентричным, либо для установления концентричности этого зазора требовалось усилие в несколько десятков Н. Центрирующая пружина выполнена с большой податливостью, например такой, что при действии на нее силы веса ротора, приходящейся на опору, она сдеформируется на 3÷5 мм. На другом торце внешнего кольца подшипника выполнен выступ, входящий в ответный паз в бурте втулки, закрепленной в корпусе, с зазором по периметру паза, равным величине демпферного зазора. В бурте этой втулки выполнены три равнораспределенных по окружности сквозных паза для визуального или с помощью щупа контроля концентричности демпферного зазора. Предложенная упругодемпферная опора ротора компактна и способна обеспечить высокие упругодемпфирующие характеристики мощной турбомашине в условиях воздействия на опору больших статических (силы веса ротора, приходящейся на опору) и динамических нагрузок. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх