Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя

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.

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 авиационным двухконтурным турбореактивным двигателям (ТРДД). Предложена передняя опора ротора вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая ступицу, корпус подшипника, два упругих элемента, соединенных параллельно так, что их жесткости суммируются, роликовый подшипник, смазываемый барботажем, цапфу, фигурную втулку, закрепленную на цапфе и фиксирующую фланцем внутреннее кольцо подшипника и вращающиеся детали сегментного контактного уплотнения, сегментное контактное уплотнение, состоящее из втулки с резьбой, закрепленной на цапфе, кольца, по резьбе соединенного с этой втулкой, трех графитовых уплотнительных колец, составленных из отдельных сегментов, прижатых к контактирующему с ними кольцу двумя пружинами так, что между торцами сегментов этих колец остается зазор 0,05÷0,1 мм, два из которых без зазора вставлены друг в друга, а третье кольцо установлено встык к этим двум кольцам, причем стыки сегментов этих колец в окружном направлении разнесены друг от друга, лабиринтное уплотнение предмасляной полости опоры, состоящее из лабиринтного кольца и статорного элемента, трубу, расположенную внутри цапфы и образующую воздушную полость в ней, и в фигурной втулке и цапфе выполнены отверстия, через которые подводится масло для охлаждения кольца, контактирующего с графитовыми уплотнительными кольцами, и в трубе, цапфе и лабиринтном кольце выполнены отверстия, через которые подается воздух для наддува предмасляной полости опоры, отличающаяся тем, что корпус подшипника выполнен за одно целое с обоими упругими элементами, выполненными в виде упругих колец с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами, натяг между наружным кольцом подшипника и внутренними выступами упругих колец равен 0÷h/2 мм, где h - высота выступов упругих колец, равная h=0,15÷0,3 мм, в расточки, выполненные в наружном кольце подшипника с обеих его сторон, запрессованы две втулки с полированными торцами, выполненные из стали или бронзы БрС30, и торцы зазора между ступицей и наружным кольцом подшипника, в котором размещены упругие кольца, уплотнены металлическими уплотнительными кольцами, которые прижаты ответными полированными торцами к полированным торцам этих втулок резиновыми уплотнительными кольцами, расположенными в кольцевых канавках в бурте корпуса подшипника и корпусе сегментного контактного уплотнения, и на каждом металлическом уплотнительном кольце выполнен выступ, который входит соответственно в ответный паз, выполненный в бурте корпуса подшипника или корпуса сегментного контактного уплотнения с зазором по периметру паза, меньшим смещения металлического уплотнительного кольца, при котором возникают взаимные проскальзывания металлического и резинового уплотнительных колец, и равным 0÷0,05 мм, а на торцах наружного кольца подшипника выполнены выступы, входящие в ответные пазы в металлических уплотнительных кольцах с зазором по периметру паза, равным или немного большим допустимого смещения цапфы в ступице, с зазором 0,15÷0,3 мм, и радиальный зазор между металлическими уплотнительными кольцами и корпусом подшипника меньше смещения металлического уплотнительного кольца, при котором возникают взаимные проскальзывания металлического и резинового уплотнительных колец, меньше 0,1 мм, и радиальное расстояние от наружной окружности, ограничивающей зону контакта резинового уплотнительного кольца с металлическим уплотнительным кольцом, до наружной цилиндрической поверхности металлического уплотнительного кольца таково, что гидравлическое давление, действующее на каждое металлическое уплотнительное кольцо со стороны уплотнительного резинового кольца, уравновешивает в случае раскрытия стыка между металлическим уплотнительным кольцом и наружным кольцом подшипника гидравлическое давление, действующее на металлическое уплотнительное кольцо со стороны наружного кольца подшипника, а внутренний диаметр резьбы втулки, закрепленной на цапфе, равен или больше наружного диаметра внутреннего кольца подшипника, а само резьбовое соединение уплотнено резиновым уплотнительным кольцом, размещенным в кольцевых расточках втулки и кольца, и между кольцом и лабиринтным кольцом установлено разрезное упругое кольцо, в свободном состоянии сцентрированное по пояску лабиринтного кольца, цилиндрические поверхности двух графитовых колец, вставленных друг в друга, по которым они контактируют, выполнены с эксцентриситетом по отношению к цилиндрической поверхности внутреннего кольца этой пары, по которой оно контактирует с кольцом, навернутым на втулку, и в качестве пружин, прижимающих сегменты графитовых уплотнительных колец к контактирующему с ними кольцу, применены два кольцевых многослойных гофрированных пакета, набранных «гофр в гофр» из шлифованных стальных нагартованных лент или лент, изготовленных из закаленной нержавеющей стали, причем стыки концов лент равномерно распределены по вершинам гофров, каждый пакет гофрированных лент с радиальным натягом по вершинам гофров, созданным одинаковым одновременным сжатием всех гофров пакета в радиальных направлениях, вставлен в кольцевой зазор между корпусом сегментного контактного уплотнения и тем графитовым уплотнительным кольцом, на которое он опирается, до упора друг в друга и в стенку этого корпуса так, что его вершины располагаются в ответных полукруглых сегментных выемках, выполненных в контактирующих с пакетами деталях, и сегментное контактное уплотнение со стороны предмасляной полости опоры закрыто крышкой и уплотнено резиновыми уплотнительными кольцами, расположенными в кольцевых канавках крышки, и крышка и корпус сегментного уплотнения изготовлены из стали одинаковой марки или бронзы БрС30, причем кольцевой зазор между корпусом сегментного уплотнения и крышкой также меньше 0,1 мм, и в крышке выполнен несквозной паз, в который с суммарным зазором по боковым сторонам паза, меньшим 0,1 мм, входит упор, герметично частью с конической трубной резьбой закрепленный в корпусе сегментного уплотнения и законтренный упругим кольцом, и крышка упругими силами, созданными упругим разрезным кольцом, размещенным в кольцевой канавке корпуса сегментного уплотнения, и давлением воздуха, поступающего в предмасляную полость опоры через отверстия в трубе, цапфе и лабиринтном кольце, прижата полированным торцом к ответным полированным торцам графитных уплотнительных колец, а в бурте корпуса подшипника выполнено дроссельное отверстие, сообщающееся с зазором по периметру паза, выполненного в металлическом уплотнительном кольце. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к маслосистемам, их агрегатам наддува полостей и устройствам суфлирования масла. Двухроторный газотурбинный двигатель снабжен системой последовательно сообщенных друг с другом посредством дополнительных воздуховодов предмасляных полостей компрессора низкого давления и предмасляной полости компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектором, содержащим эжектируемую полость, эжектирующую полость и камеру смешения, предмасляная полость турбины сообщена, с одной стороны, через воздуховод с клапаном суфлирования, а с другой стороны, с входом эжектируемой полости эжектора, выход которой сообщен с входом камеры смешения, при этом эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом с входом камеры смешения, выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры. Кроме того, источником питания может являться вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления. Технический результат изобретения – исключение выбросов в атмосферу на продолжительных крейсерских режимах и поддержание оптимального перепада на подвижных уплотнениях маслосистемы двигателя на максимальных и форсажных режимах работы двигателя. 2 з.п. ф-лы,1 ил.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя 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