Приводной осевой центробежный суфлер

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 и, в частности, к элементам системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Известен приводной осевой центробежный суфлер, содержащий установленный в корпусе в опорных подшипниках вал с приводной шестерней на одном конце и крыльчаткой, закрепленной на другом его конце (см. М.В. Раздолин, Д.Н. Сурнов. Агрегаты воздушно-реактивных двигателей. М., Машиностроение, 1973 г., стр. 213, рис. 2.71).

Недостаток этого устройства - низкая надежность конструкции. В известном суфлере наиболее слабым местом является соединение алюминевой крыльчатки с валом. При заклинивании крыльчатки в корпусе (наиболее вероятный дефект из-за малых зазоров между лопастями крыльчатки и стенками корпуса) ломаются элементы крепления крыльчатки и вал, выполеннный за одно целое с шестерней, не фиксируется внутри устройства, а вылетает внутрь механизма привода (коробки приводов двигательных агрегатов), являющейся более сложным и ответственным узлом авиационного двигателя, поломка которого приводит к аварии. Отказ суфлера приводит к увеличению расхода масла на двигателе, но самолет имеет возможность продолжить полет до появления сигнала «Мало давление масла» и произвести нормальную посадку на аэродроме.

Задача настоящего изобретения - повышение надежности суфлера.

Указанная задача решается тем, что в приводном осевом центробежном суфлере, содержащем установленный в корпусе в опорных подшипниках вал с приводной шестерней на одном конце и крыльчаткой, закрепленной на другом его конце, согласно изобретению 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, а торцовые участки штифта спрятаны внутрь выполненной в крыльчатке на входе кольцевой проточки.

При реализации изобретения в случае разрушения мест крепления крыльчатки к валу (слабого звена устройства), которое может произойти, например, при заклинивании крыльчатки в корпусе суфлера, вал с шестерней блокируются в нем благодаря контакту стопора с торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса, что исключит возможность попадания разрушенных деталей суфлера внутрь коробки привода двигательных агрегатов и предотвратит ее поломку.

На фиг. 1 представлен продольный разрез приводного осевого суфлера; на фиг. 2 показан разрез Α-A фиг. 1.

Суфлер содержит корпус 1 с тремя патрубками: 2 - подвода газожидкостной смеси, 3 - отвода чистого газа в атмосферу, 4 - отвода уловленной жидкости. В корпусе 1 установлен в опорных подшипниках 5 и 6 вал 7 с выполненной на одном конце за одно целое с ним приводной шестерней 8. На другом конце вала 7 расположена крыльчатка 9, закрепленная на нем с помощью шлиц 10 и гайки 11. Перед внутренней обоймой опорного подшипника 5 с небольшим зазором (0,5…0,8 мм) установлен стопор 12, вставленный в радиальное отверстие 13 вала 7.

Торцовые участки стопора 12 спрятаны внутрь кольцевой проточки 14, выполненной на входе крыльчатки 9, что исключает его выпадение из вала 7 в моменты вращения. Опорные подшипники 5 и 6 зафиксированы относительно корпуса 1 с помощью распорной втулки 15 и стопорного кольца 16.

При работе суфлера приводится во вращение приводная шестерня 8 и крутящий момент от вала 7 через шлицы 10 передается крыльчатке 9.

При вращении крыльчатки 9 в патрубке 2 создается разряжение, под действием которого газожидкостная смесь заполняет межлопаточные каналы крыльчатки. Благодаря действию центробежных сил частицы жидкости отбрасываются лопатками крыльчатки 9 к периферии в зазор между корпусом 1 и крыльчаткой и по маслосгонной канавке направляются в патрубок 4, а очищенный газ отводится через патрубок 3 в атмосферу.

При заклинивании лопаток крыльчатки 9 в корпусе 1 резко возрастает крутящий момент на валу 7, что приводит к разрушению (срабатыванию) слабого звена в соединении (кольцевой углубленной проточки на валу перед шлицами 10). Крыльчатка 9 отстыковывается от вала 7 и застревает в корпусе 1 в неподвижном положении, а вал 7 с шестерней 8 фиксируются в корпусе, так как стопор 12 упрется во внутреннюю обойму опорного подшипника 5, которая зафиксирована относительно корпуса через распорную втулку 15, опорный подшипник 6 и стальное кольцо 16. При неподвижной крыльчатке 9 вал 7 с шестерней 8 будут продолжать вращение, при этом исключается попадание элементов разрушения в сторону механизма привода (коробки приводов двигательных агрегатов), что повышает надежность конструкции суфлера.

В связи с вышеизложенным, по мнению заявителя, на основании уровня техники очевидно, что при реализации заявленного приводного осевого центробежного суфлера решается вышеприведенная задача, заключающаяся в повышении надежности конструкции суфлера.

Приводной осевой центробежный суфлер, содержащий установленный в корпусе в опорных подшипниках вал с приводной шестерней на одном конце и крыльчаткой, закрепленной на другом его конце, отличающийся тем, что 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, а торцовые участки штифта спрятаны внутрь выполненной в крыльчатке на входе кольцевой проточки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок.

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.

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.

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 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.

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.

Изобретение относится к области пленок демпфирующих жидкостей направляющего подшипника вала турбомашины и, более конкретно, относится к регулированию толщины такой пленки демпфирующей жидкости. Турбомашина содержит кожух (1), простирающийся по оси вал (2) турбомашины, направляющий подшипник (3), включающий внутреннее окружное кольцо (31), жестко соединенное с валом (2) турбомашины, и наружное окружное кольцо (32), установленное в опорном средстве (4) кожуха (3), между которыми расположены элементы (33) качения, демпфирующую полость (С), предназначенную для приема демпфирующей жидкости, образующей пленку демпфирующей жидкости направляющего подшипника (3), радиально ограниченную между наружной поверхностью наружного кольца (31) и внутренней поверхностью опорного средства (4). В турбомашине наружная поверхность (S1) наружного кольца (32) и внутренняя поверхность опорного средства являются коническими поверхностями. Турбомашина содержит средства регулирования осевого положения опорного кольца (4) относительно кожуха (1), содержащие регулирующую прокладку (5), съемно установленную на опорном кольце (4). Также предложен способ регулирования толщины пленки демпфирующей жидкости направляющего подшипника (3) вала (2) турбомашины в кожухе (1) турбомашины. Технический результат: регулирование толщины пленки демпфирующей жидкости для улучшения демпфирования при работе. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается предохранительного клапана двойного действия, используемого в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя для поддержания заданных режимов давления воздуха в масляных полостях. Предохранительный клапан двойного действия содержит корпус с двумя посадочными седлами, взаимодействующий с двумя тарельчатыми затворами, один из которых - избыточного давления - подпружинен внутрь масляной полости, а другой - разряжения - подпружинен в атмосферу. Корпус выполнен из средней и двух концевых частей, соединенных между собой резьбой через среднюю часть. Седло затвора разряжения выполнено на тарели затвора избыточного давления в форме двух концентричных кольцеобразных выступов, внутренняя полость между которыми сообщена с атмосферой. Тарель затвора избыточного давления снабжена хвостовиком с направляющей в средней части корпуса. Тарель затвора разряжения снабжена хвостовиком с направляющей, охватывающей снаружи хвостовик тарели затвора избыточного давления. Затворы избыточного давления и разряжения поджаты к посадочным седлам пружинами, регулирующимися регулировочными кольцами, установленными под торцами пружин в средней части корпуса. Изобретение обеспечивает надежность предохранительного клапана двойного действия, улучшает герметичность тарельчатых затворов избыточного и пониженного давлений, упрощает доводку клапана. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха. Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через' подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, согласно изобретению содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом - с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры. Источником питания может служить вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления. Технический результат - повышение ресурса и надежности работы подвижных уплотнений маслосистемы, повышение экономичности двигателя и уменьшение негативного влияния на окружающую среду. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Предложена опора турбины высокого давления, содержащая корпус подшипника с силовыми спицами, закрепленными на корпусе турбины, наружное кольцо подшипника, установленное в корпусе между упорным буртом и гайкой, и роликоподшипник, взаимодействующий с ротором турбины. При этом опора снабжена промежуточным кольцом из материала с твердостью, соизмеримой с твердостью наружного кольца подшипника, на одном из торцов промежуточного кольца выполнены выступы, а в упорном бурте выполнены ответные выступам пазы, промежуточное кольцо установлено между корпусом и наружным кольцом, при этом выступы кольца входят в пазы в упорном бурте. Изобретение позволяет обеспечить бесперебойную работу газотурбинной установки, исключить возникновение критических вибраций после нескольких возникающих в процессе эксплуатации и плановых остановок и увеличить межремонтный ресурс на 50000 часов. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Крыльчатка выполнена составной конструкции и смонтирована внутри установленной на конце вала цилиндрической камеры. Боковые торцы лопаток крыльчатки упираются в ее заднюю стенку, внешние кромки лопаток по наружному диаметру крыльчатки прилегают к боковой стенке камеры. В проточную часть крыльчатки установлена поперек лопаток по меньшей мере одна пара разделительных перегородок, одна из которых перекрывает межлопаточное пространство крыльчатки в центральной зоне проточной части на выходе из крыльчатки, а другая перегородка перекрывает его в периферийной зоне проточной части на выходе из крыльчатки. При этом подвод газожидкостной смеси на вход суфлера выполнен осевым со стороны передней стенки камеры, отвод чистого газа выполнен со стороны задней ее стенки через полый вал, а возврат уловленной суфлером жидкости в картер суфлируемой полости выполнен через радиальные каналы в боковой стенке камеры, на внешней стороне которой выполнен зубчатый венец. Такое выполнение приводного центробежного суфлера позволит обеспечить интенсификацию отделения жидкости в нем за счет разделения траекторий двух потоков - газожидкостной смеси, поступившей на вход суфлера для очистки, и потока уловленных частиц жидкости, возвращающихся в картер суфлируемой полости для повторного использования.1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к малоразмерным газотурбинным двигателям с системой смазки и охлаждения подшипников. Малоразмерный газотурбинный двигатель содержит систему топливопитания и смазки подшипников ротора со смесителем, обеспечивающим создание рабочего тела путем перемешивания топливомасляной смеси с воздухом, отбираемым из кольцевого коллектора компрессора через наклонные пазы, направление которых совпадает с направлением потока воздуха в месте его отбора. Смеситель выполнен в виде тройника, имеющего входной канал подачи сжатого воздуха, входной канал подачи топливомасляной смеси, полость смешивания и выходной канал подачи рабочего тела на подшипники. Подшипники установлены с предварительным натягом в осевом направлении, обеспеченным пружиной. Такое выполнение системы смазки позволит снизить газодинамические потери при отборе воздуха из компрессора, уменьшить тепловыделение на подшипниках за счет исключения проскальзывания шариков по беговым дорожкам, уменьшить износ и нагрев подшипников, повысить эффективность системы смазки и охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к гидравлическому подшипнику для стационарной газовой турбины, содержащему масляную ванну, в которой предусмотрен сток для гидравлического масла, при этом сток содержит расположенное в масляной ванне сточное отверстие и примыкающий к сточному отверстию сточный трубопровод, при этом предусмотрены средства, которые в стекающем гидравлическом масле вызывают в сточном трубопроводе кольцевой поток с центральным воздушным столбом. Технический результат изобретения - обеспечение надежного стока гидравлического масла масляной системы для приподнимания и смазки. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя. 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, что повышает надежность конструкции суфлера. 2 ил.

Наверх