Устройство для смазки опорного подшипника ротора авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД). В устройстве всасывающий патрубок откачивающего насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, соединенного герметично с входным фланцем насоса и снабженным на конце заборником масла с инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан, что позволяет при перевороте самолета или возникновении отрицательных перегрузок исключить перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника при выполнении самолетом длительных (более 30 с) фигурных полетов и восстановить циркуляционный объем масла в маслобаке и обеспечить стабильность давления масла на входе в двигатель. Технический результат от использования изобретения - повышение маневренности самолета за счет увеличения продолжительности фигурных полетов. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД).

Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора авиационного ГТД, содержащее откачивающий насос, установленный в масляной полости подшипниковой опоры, всасывающий патрубок с размещенным на его конце заборником масла, соединенный с входом откачивающего насоса, и канал для суфлирования масляной полости, расположенный в ее верхней части (см. патент RU №2468227, кл. F02C 7/06, опубл. 27.11.2012).

К недостатку известной конструкции следует отнести перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора ГТД при выполнении самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательными перегрузками), что приводит к сокращению циркуляционного объема масла в маслобаке и, как следствие этого, к падению давления масла на входе в двигатель (режим "масляного голодания"), приводящего к разрушению двигателя.

Объясняется это тем, что при выполнении фигурного полета самолетом поступающее в масляную полость опорного подшипника ротора двигателя масло перетекает в верхнюю ее часть и не возвращается в маслобак, так как заборник масла на всасывающем патрубке насоса оголяется, причем суфлирование масляной полости производится через проточную часть насоса и его откачивающую магистраль.

Задача изобретения - обеспечить возврат масла, поступающего в масляную полость опорного подшипника ротора двигателя в маслобак при выполнении самолетом фигурных полетов, что исключает появление режима "масляного голодания" на двигателе.

Технический эффект от использования изобретения - увеличение продолжительности полета маневренного самолета при выполнении им фигур высшего пилотажа.

Указанный технический эффект достигается тем, что в известном устройстве для смазки опорного подшипника ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащем откачивающий насос, установленный в масляной полости подшипниковой опоры, всасывающий патрубок с размещенным на его конце заборником масла, соединенный с входом откачивающего насоса, и канал для суфлирования масляной полости, расположенный в ее верхней части, согласно изобретению всасывающий патрубок насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, заборник масла снабжен инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан.

Всасывающий патрубок откачивающего насоса, снабженный гибким элементом с расположенным на его конце заборником масла с инерционным грузом, при перевороте самолета или действии на него отрицательных перегрузок перемещается в верхнюю часть масляной полости вместе с маслом, которое запирается в полости грузовым шариковым клапаном в момент его срабатывания на закрытие. Масло из масляной полости возвращается в маслобак обычным путем (через насос и его откачивающую магистраль), что приводит к восстановлению циркуляционного объема масла в нем и росту давления масла на входе в двигатель до оптимального значения. Суфлирование масляной полости осуществляется самим насосом через магистраль откачки масла.

На фиг. 1 изображена принципиальная гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного ГТД;

на фиг. 2 показан всасывающий патрубок с гибким элементом и заборником масла с инерционным грузом.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора ГТД содержит установленный внутри масляной полости 1 откачивающий насос 2, к входному фланцу 3 которого герметично пристыкован всасывающий патрубок 4, гибкий элемент 5 которого выполнен из гофрированной резины (см. фиг. 2). На конце гибкого элемента 5 закреплен заборник масла 6, выполненный за одно целое с инерционным грузом 7, в котором выполнены каналы 8, сообщающиеся с проходным сечением заборника масла 6.

Чтобы исключить напряжение растяжения на гибком элементе 5, входной фланец элемента соединен цепочкой 9 с заборником масла 6. В верхней стенке масляной полости 1 выполнен канал 10 для отвода суфлируемых газов, в котором расположен нормально открытый шариковый клапан 11.

Устройство содержит нагнетающий насос 12, подключенный к маслобаку 13, выход из насоса через нагнетающую магистраль 14 сообщен с коллектором форсунок 15 подачи масла к опорным подшипникам ротора ГТД. Поскольку современные авиационные ГТД выполняются двухроторными, то для надежности предусмотрена установка внешнего откачивающего насоса 16 с приводом от второго ротора.

Выходы откачивающих насосов объединены магистралью 17 и сообщены через воздухоотделитель 18 с маслобаком 13.

Выход из клапана 11 через канал 10 сообщен магистралью суфлирования 19 через маслоотделитель 20 с маслобаком 13. Для обеспечения жесткости гибкого элемента 5 он изнутри армирован металлическими кольцами 21.

При горизонтальном полете самолета гибкий элемент 5 всасывающего патрубка 4 под действием сил тяжести инерционного груза 7 опускается в нижнюю часть масляной полости 1, где скапливается отработанная смазка. Через каналы 8 в инерционном грузе 7 масло попадает в горловину заборника 6 и далее через внутреннюю полость гибкого элемента 5 проходит через входной фланец 3 в проточную часть откачивающего насоса 2, который переправляет масло через откачивающую магистраль 17, сообщенную с магистралью откачки откачивающего насоса 16 в маслобак 13 через воздухоотделитель 18, где происходит очистка масла от воздуха.

Восстановленное и охлажденное масло из маслобака 13 поступает на вход нагнетающего насоса 12, который переправляет его по магистрали 14 к коллектору форсунок 15. Суфлирование масляной полости 1 производится через канал 10 и шариковый клапан 11, который при горизонтальном полете самолета находится в открытом положении. Далее воздух по магистрали 19 попадает в маслоотделитель 20, где частицы масла, захваченные воздушным потоком, осаждаются в инерционном поле и опускаются в нижнюю часть масляной полости 1.

При перевернутом полете самолета и полетах с отрицательной силой тяжести попадающая в масляную полость 1 смазка отбрасывается под действием сил тяжести в верхнюю часть полости, где она запирается с помощью шарикового клапана 11, перекрывающего канал 10 для отвода суфлируемого воздуха из полости. Гибкий элемент 5 всасывающего патрубка 4 под действием инерционного груза 7 также переместится вслед за маслом в верхнюю часть масляной полости 1. Масло через каналы 8, выполненные в инерционном грузе 7, опять будет попадать в горловину заборника 6 и далее через гибкий элемент 5 поступать в проточную часть откачивающего насоса 2, который переправит масло по магистрали 17 через воздухоотделитель в маслобак 13.

Суфлирование масляной полости 1 будет производиться также через проточную часть откачивающего насоса 2 по магистрали 17 в маслобак 13, для чего насос 2 выполняется переразмеренным по производительности.

Осуществление изобретения позволяет увеличить продолжительность полета самолета при выполнении им фигур высшего пилотажа.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащее откачивающий насос, установленный в масляной полости подшипниковой опоры, всасывающий патрубок с размещенным на его конце заборником масла, соединенный с входом откачивающего насоса, и канал для суфлирования масляной полости, расположенный в ее верхней части, отличающееся тем, что всасывающий патрубок насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, заборник масла снабжен инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя и обеспечивает отказоустойчивость насосов с регулируемыми электроприводами системы смазки с числом откачивающих насосов более двух при отказе одного из насосов или их электроприводов как в тракте нагнетания масла, так и в тракте откачки масловоздушной смеси для ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема ГТД содержит маслобак с центробежным воздухоотделителем, суфлер-сепаратор с магистралью суфлирования и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с жиклером стравливания в петле затвора.

Изобретение относится к области техники турбовальных двигателей, более конкретно к опоре (14) для, по меньшей мере, одного подшипника для горячей части турбовального двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам разгрузки опор роторов компрессоров низкого давления газотурбинного двигателя, в том числе и в составе летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости.

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Группа изобретений относится к роторным газотурбинным машинам и может быть использована для подачи масла в межроторные подшипники для смазывания и охлаждения их, а также для уменьшения контактных напряжений на телах качения подшипников.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины относится к области авиационного двигателестроения. Масляная полость сообщена магистралью слива с компенсационной емкостью, подсоединенной к всасывающей магистрали откачивающего насоса и сообщенной через сливную магистраль с масляной полостью в зоне стыковки качающего узла насоса с приводной рессорой.

Изобретение может быть использовано при изготовлении опор с расположением подшипника между двумя вращающимися роторами, в частности в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения.

Изобретение относится к энергетике. Опора двухвального газотурбинного двигателя, содержащая роликоподшипник, установленный между валами роторов низкого и высокого давлений, масляную подводящую полость под внутренним кольцом, маслоподводящие отверстия, выполненные во внутреннем кольце подшипника, сепаратор, центрированный по наружному кольцу, причём на беговых дорожках внутреннего и наружного колец выполнены одна или несколько радиальных маслоотводящих канавок произвольного профиля.

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. Дистанционная втулка выполнена из двух частей, в одной из которых со стороны вала образована кольцевая проточка, в которую заведен ответный конец другой части втулки, причем в валу установлен стопор, выполненный в виде штифта, концы которого размещены между торцами частей втулки, а его торцы контактируют с боковой поверхностью кольцевой проточки. Технический результат изобретения – обеспечение работы суфлера при разрушении крепления крыльчатки к валу. 1 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции радиально-упорной опоры ротора компрессора. Радиально-упорная опора ротора газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный шарикоподшипник и дополнительный радиально-упорный шарикоподшипник, внутренние кольца которых установлены на валу. Оба внутренних кольца радиально-упорных шарикоподшипников выполнены разъемными и зафиксированы на валу в осевом и окружном направлениях. Между близлежащими торцами внутренних колец установлено регулировочное кольцо. Наружное кольцо дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника установлено в обойме, на внутренней поверхности которой со стороны компрессора выполнен бурт, контактирующий по торцам с наружным кольцом дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника. Оба радиально-упорных шарикоподшипника заключены в общем корпусе, причем наружное кольцо радиально-упорного шарикоподшипника зафиксировано относительно последнего в осевом направлении посредством бурта, выполненного со стороны его внутренней поверхности и гайки соответственно. Между близлежащими торцами бурта и наружного кольца дополнительного радиально-упорного шарикоподшипника установлена осевая пружина. Общий корпус радиально-упорных шарикоподшипников установлен в корпусе опоры, выполненном разборным, и выполнен с возможностью смещения вдоль продольной оси опоры, ограниченного стенками корпуса опоры. Между стенкой корпуса опоры и близлежащими торцами общего корпуса радиально-упорных шарикоподшипников и обоймы образована кольцевая полость. В кольцевой полости по окружности установлены элементы, ограниченные в радиальном направлении общим корпусом радиально-упорных шарикоподшипников и осевым кольцевым выступом соответственно, выполненным на одной из стенок корпуса опоры. Обращенная к стенке корпуса опоры поверхность каждого из указанных элементов выполнена сферической, а на противолежащей поверхности выполнены два выступа, торцы которых контактируют с торцами общего корпуса радиально-упорных шарикоподшипников и обоймы соответственно. Изобретение позволяет повысить надежность работы компрессора за счет снижения суммарной осевой нагрузки на заднюю шарикоподшипниковую опору ротора при работе газотурбинного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к способу смазки авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в двигателях, где привод маслоагрегатов осуществляется непосредственно от ротора ГТД, а маслоагрегаты и коммуникации маслосистемы установлены внутри ГТД. Способ смазки и охлаждения передней опоры ротора газотурбинного двигателя, снабженного циркуляционной системой смазки, при котором воздух, поступающий в двигатель, охлаждает маслобак и масло, поступающее далее к опорам, причём охлаждение корпуса маслобака, совмещенного с теплообменником и расположенного внутри двигателя между коком и передней опорой ротора, осуществляется воздухом, поступающим через открытые навстречу набегающему потоку воздуха каналы в коке, при этом на следующем этапе движения воздух поступает в корпус передней опоры ротора двигателя для ее дополнительного охлаждения. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения масла в маслобаке, а также эффективность охлаждения передней опоры ротора ГТД, с уменьшением массы и габаритов двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинной установке, содержащей турбинный кожух, в котором расположены компрессор, турбина высокого давления и силовая турбина. Газовая турбина содержит систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха, а также контур подачи смазочного масла. Контур подачи смазочного масла включает насос для смазочного масла, резервуар для смазочного масла, первичный охладитель смазочного масла. В турбинном кожухе расположен вторичный охладитель смазочного масла, размещенный в положении ниже вращающегося вала газовой турбины. Система вентиляции расположена и выполнена с обеспечением контактированая по меньшей мере части воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, с вторичным охладителем смазочного масла для отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе. Технический результат - повышение надежности путем предотвращения заливки маслом машины в случае отключения турбины и перебоя в работе маслоотсасывающего насоса. 2 н. и 15 з.п .ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, а также систему изменения скорости. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину, при этом турбина привода вентилятора содержит множество ступеней турбины. Вентилятор содержит множество лопаток, выполненных с возможностью вращения вокруг оси, при этом соотношение между числом лопаток вентилятора и числом ступеней турбины привода вентилятора составляет от 2,5 до 8,5. Система изменения скорости приводится в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси. Турбина привода вентилятора содержит первый задний ротор, присоединенный к первому валу, а вторая турбина содержит второй задний ротор, присоединенный ко второму валу. Между первым валом и вторым валом образован кольцевой зазор. Первый подшипниковый узел расположен аксиально позади первого соединения между первым задним ротором и первым валом, а второй подшипниковый узел расположен в кольцевом зазоре, образованном между первым валом и вторым валом. Изобретение позволяет исключить потребность в несущих конструкциях, соединенных с неподвижной конструкцией через промежуточную силовую раму, уменьшить длину валов, обеспечить поддержку внешнего вала соосно с втулкой соединения ротора турбины высокого давления и внешнего вала, обеспечить более компактную турбинную секцию, а также снизить ее вес и потребление топлива. 19 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к способу смазки и охлаждения опор авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в двигателях, где привод маслоагрегатов осуществляется непосредственно от ротора ГТД, а маслоагрегаты и коммуникации маслосистемы установлены внутри ГТД. Техническим результатом является повышение эффективности охлаждения опор. В способе выполняется дополнительное охлаждение опор воздухом, поступающим через открытые навстречу набегающему потоку воздуха каналы в коке, сообщенные с внутренними каналами, расположенными в корпусах опор, через которые воздух поступает в зону внешней обоймы подшипника, при этом суфлирование опор и подвод масла обеспечиваются внутренними трубопроводами. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета (ГТД). Патрубок подвода масла выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов, снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, при этом заборники снабжены автономными грузовыми шариковыми клапанами. Эта особенность позволит при перевернутом полете или полете с отрицательными перегрузками исключить уход масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора ГТД и избежать режим «масляное голодание» двигателя при выполнении самолетом фигур высшего пилотажа (не менее 30 с). 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета. 1 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбины, содержащая корпус опоры с установленными внутри корпуса внешним и внутренним упругими элементами с щелевой масляной полостью между ними, а также разделяющую масляную и воздушную полости обечайку, при этом внешняя поверхность корпуса опоры выполнена цилиндрической с установленным на ней телескопически в осевом направлении внутренним фланцем обечайки с уплотнительным элементом в кольцевой канавке, а щелевая масляная полость соединена равномерно расположенными по окружности каналами с кольцевыми канавками подвода масла в двух радиальных плоскостях. Изобретение позволяет исключить появление в разделительной обечайке изгибных напряжений вследствие различных температурных деформаций конструктивных элементов опоры, повысить надежность упругодемпферной опоры, обеспечить равномерный подвод масла в осевом и в радиальном направлениях в щелевую масляную полость, а также позволяет обеспечить заданные демпфирующие свойства опоры. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного моторостроения и может быть использовано в межроторных опорах газотурбинных двигателей. Межроторная опора газотурбинного двигателя включает подшипник скольжения, содержащий внутреннее кольцо подшипника, выполненное из композиционного материала на основе дисперсно-упрочненного реакционно-спеченного карбонитрида кремния и закрепленное на валу ротора низкого давления, наружное кольцо, выполненное из металлокерамоматричного материала на основе нитрида титана при определенном соотношении компонентов и расположенное внутри вала ротора высокого давления, а опора снабжена шарнирным элементом, представляющим собой опорное кольцо, выполненное из жаропрочной стали, установленное на наружном кольце подшипника. При этом внешняя поверхность опорного кольца выполнена в виде полусферы, взаимодействующей с соответствующей внутренней поверхностью вала ротора высокого давления. Технический результат заключается в исключении воздействия изгибающих моментов на подшипник в процессе рабочего цикла при одновременном повышении износостойкости подшипника опоры, что обеспечивает повышение надежности межроторной опоры. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей. В устройстве всасывающий патрубок откачивающего насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, соединенного герметично с входным фланцем насоса и снабженным на конце заборником масла с инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан, что позволяет при перевороте самолета или возникновении отрицательных перегрузок исключить перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника при выполнении самолетом длительных фигурных полетов и восстановить циркуляционный объем масла в маслобаке и обеспечить стабильность давления масла на входе в двигатель. Технический результат от использования изобретения - повышение маневренности самолета за счет увеличения продолжительности фигурных полетов. 2 ил.

Наверх