Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя


 


Владельцы патента RU 2592560:

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

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.

 

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов (КПА), подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак (патент RU №2468227, кл. F02C 7/06, опубл. 27.11.2012).

Известная маслосистема не обеспечивает надежность откачки масла из масляной полости коробки привода агрегатов. Откачивающие насосы подшипниковых опор ротора, расположенные внутри масляных полостей последних с приводом непосредственно от ротора двигателя (без редуктора), имеют максимальную частоту вращения и, следовательно, большую напорность, чем откачивающий насос с приводом через шестеренные передачи КПА.

При объединении магистралей откачки насосов КПА и подшипниковых опор ротора в единую магистраль повышенное давление на выходе откачивающих насосов подшипниковых опор ротора попадает в выходную полость откачивающего насоса КПА и производительность последнего снижается, что приводит к тому, что баланс подачи и откачки масла в КПА нарушается, поэтому масло из маслобака постепенно начинает перетекать в масляную полость КПА, что приводит к ее переполнению и перегреву масла.

Поскольку объем масляной полости КПА соизмерим с объемом маслобака, уход масла из маслобака в КПА может привести к падению давления масла на входе в двигатель и отказу его в работе.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности откачки масла из масляной полости КПА за счет возможности корректировки гидравлического сопротивления на выходе откачивающего насоса КПА.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов, подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак, согласно изобретению магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости КПА 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.

Установка обратного клапана между магистралями откачки масла насосов подшипниковых опор ротора и КПА позволит устранить противодавление в выходной полости откачивающего насоса КСА со стороны откачивающих насосов подшипниковых опор ротора, имеющих повышенную напорность вследствие большей частоты вращения, чем откачивающий насос КПА, что будет способствовать восстановлению баланса подачи и откачки масла в масляной полости КПА.

На прилагаемой схеме изображена заявляемая маслосистема авиационного газотурбинного двигателя.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 КПА. Каждая из масляных полостей подключена к входу своего откачивающего насоса, соответственно 5, 6, 7 и 8. Всасывающие магистрали насосов 5, 6, 7, 8 снабжены заборниками масла соответственно 9, 10, 11 и 12, установленными в нижней части масляных полостей, соответственно 1, 2, 3 и 4, а магистрали откачки 13, 14, 15 и 16 объединены в единую магистраль 17 сброса масла через воздухоотделитель 18 в маслобак 19.

Между магистралями откачки 13, 14, 15 и магистралью откачки 16 установлен обратный клапан 20, снабженный регулируемой пружиной 21, для настройки давления открытия клапана, подпружиненной в сторону магистралей откачки 13, 14, 15 насосов 5, 6, 7. Сопротивление обратного клапана 20 должно быть близким к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла 5, 6, 7 масляных полостей 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляной полости 4 КПА. Маслосистема оборудована нагнетающим насосом 22. Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 в маслосистеме предусмотрены два суфлера 23 и 24. Для отвода масла, уловленного в суфлере 23, предусмотрен дополнительный откачивающий насос 25.

Устройство работает следующим образом. При работе двигателя масло из маслобака 1 попадает на вход нагнетающего насоса 22, а затем через систему масляных магистралей подводится через масляные форсунки в масляные полости 1, 2, 3, 4. Отработанное масло из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 поступает к маслозаборникам 9, 10, 11 и 12 откачивающих насосов 5, 6, 7, 8, переправляется далее в магистрали откачки 13, 14, 15 и 16, которые объединены в магистраль 17.

Из магистрали 17 масло через воздухоотделитель 18 попадает в маслобак 19, туда же попадает масло с выхода дополнительного откачивающего насоса 25. Воздух из масляных полостей 1, 2, 3, 4 с помощью суфлеров 23 и 24 удаляется в атмосферу. Обратный клапан 20, установленный между магистралями откачки 13, 14, 15 откачивающих насосов 5, 6, 7 и магистралью откачки 16 откачивающего насоса 8, позволит корректировать гидравлическое сопротивление на выходе из насоса 8 для предотвращения перетекания масла из магистралей откачки 13, 14, 15 через зазоры в качающем узле насоса 8 внутрь масляной полости 4.

Регулировка давления открытия клапана 20 с помощью устройства 21 позволит упростить операцию настройки. Реализация изобретения позволит обеспечить баланс подачи и откачки масла в масляной полости КПА на всех режимах работы двигателя при разных частотах вращения откачивающих насосов КПА и откачивающих насосов подшипниковых опор ротора авиационного ГТД.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов, подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак, отличающаяся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

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.

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.

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.
Наверх