Приводной центробежный суфлёр газотурбинного двигателя

Авторы патента:

Вознесенский Виктор Александрович (RU)

F02C7/06 - размещение опор (подшипники как таковые F16C); смазка (двигателей вообще F01M)

Владельцы патента RU 2623672:

Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (RU)
Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное Производственное объединение" ОАО УМПО (RU)

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.

Известен приводной центробежный суфлер, содержащий пристыкованный к коробке привода агрегатов (КПА) корпус с каналами подвода газомасляной смеси на вход установленной внутри него осевой крыльчатки, размещенной на приводном валу в опорных подшипниках, между которыми расположена установленная на валу дистанционная втулка (патент RU №2547539, МПК F02C 7/06, опубликован 10.04.2015).

Недостаток известного суфлера - низкая надежность конструкции в случае заклинивания крыльчатки в корпусе, что может произойти из-за малых торцевых и радиальных зазоров между крыльчаткой и корпусом. При заклинивании крыльчатки в корпусе ломаются, в первую очередь, элементы ее крепления валом, являющиеся слабым звеном конструкции суфлера. Вал, выполненный за одно целое с приводной шестерней, отделяется от крыльчатки и имеет возможность вылететь внутрь КПА, являющейся более сложным и ответственным узлом двигателя, поломка которого незамедлительно приводит к аварии двигателя. При отказе центробежного суфлера двигатель продолжит работу, правда, с повышенным расходом масла, что позволит самолету продолжить полет до появления в кабине летчика сигнала "Мало давление масла", после которого летчик должен посадить самолет на аэродром.

Задача изобретения - обеспечение работы суфлера при разрушении элементов крепления крыльчатки к валу.

Указанная задача решается тем, что в приводном центробежном суфлере, содержащем пристыкованный к коробке привода агрегатов корпус с каналами подвода газомасляной смеси на вход установленной внутри него осевой крыльчатки, размещенной на приводном валу в опорных подшипниках, между которыми расположена установленная на валу дистанционная втулка, согласно изобретению, 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 разме6щены между торцами частей втулки, а его торцы контактируют с боковой поверхностью кольцевой проточки.

При таком выполнении устройства вал с приводной шестерней при разрушении соединения крыльчатки с валом (слабого звена устройства) фиксируется в корпусе, так как штифт при движении вала в сторону КПА натыкается на втулку, примыкающую к торцу внутренней обоймы заднего опорного подшипника крыльчатки, и через его тела качения, наружную обойму и стопорное кольцо застревает в корпусе суфлера. При этом вал с приводной шестерней продолжат вращение в опорных подшипниках крыльчатки, не нарушая кинематическую цепь механизма КПА.

На чертеже изображен продольный разрез приводного центробежного суфлера ГТД.

Суфлер содержит корпус 1, пристыкованный к КПА (не показана), с тремя патрубками: 2 - подвода газомасляной смеси, 3 - отвода очищенного газа в атмосферу и 4 - отвода уловленной смазки.

В корпусе 1 установлен в опорных подшипниках 5 и 6 приводной вал 7 с выполненной за одно целое с ним приводной шестерней 8. На другом конце вала 7 расположена осевая крыльчатка 9, закрепленная на нем с помощью шлицев 10 и гайки 11. Между внутренними обоймами подшипников 5 и 6 установлены центрирующиеся по валу 7 и между собой две втулки 12 и 13, являющиеся частями дистанционной втулки. Во втулке 12 выполнена кольцевая проточка 14, в которую заведен ответный конец 15 втулки 13. В валу 7 напротив проточки 14 просверлено радиальное отверстие 16, в котором установлен цилиндрический штифт 17, зафиксированный от осевых перемещений торцами втулок 12, 13, а от радиальных смещений - боковой поверхностью проточки 14. Наружные обоймы подшипников 5 и 6 зафиксированы в корпусе 1 стопорным кольцом 18.

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 разрежение, под действием которого газомасляная смесь заполняет межлопаточные каналы крыльчатки.

Благодаря действию центробежных сил частицы масла отбрасываются лопатками крыльчатки 9 к периферии в зазор между корпусом 1 и крыльчаткой и по маслосгонной резьбе на внутренней стенке корпуса 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 конструкции суфлера (специально углубленная кольцевая канавка на выходе из шлицев). Крыльчатка 9 вместе с отколовшейся частью вала 7 и гайкой 11 останавливается, разрежение в патрубке 2 пропадает и под перепадом давлений она прижимается к торцу внутри корпуса 1, а оставшаяся часть вала вместе с приводной шестерней 8 продолжат вращение в опорных подшипниках 5 и 6. При смещении приводной шестерни вправо (внутрь КПА) оставшаяся после разрушения часть вала 7 фиксируется в корпусе 1 штифтом 17 через втулку 13, внутреннюю обойму подшипника 6, его тела качения, наружную обойму подшипника и стопорное кольцо 18. При смещении приводной шестерни 8 влево (в сторону крыльчатки 9) оставшаяся часть вала 7 фиксируется в корпусе 1 через упорный торец вала, внутренние обоймы подшипников 5, 6, втулки 12, 13, внутреннюю обойму подшипника 5, его тела качения и наружную обойму.

Таким образом, при поломке элементов крепления крыльчатки 9 к валу 7 очаг разрушения купируется в корпусе 1 и не распространяется внутрь КПА. Кинематическая цепь шестерен КПА не нарушается.

Осуществление изобретения повышает надежность работы суфлера и двигателя в целом.

Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя, содержащий пристыкованный к коробке привода агрегатов корпус с каналами подвода газомасляной смеси на вход установленной внутри него осевой крыльчатки, размещенной на приводном валу в опорных подшипниках, между которыми расположена установленная на валу дистанционная втулка, отличающаяся тем, что 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.

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.

Система смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя // 2619519

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.

Маслосистема газотурбинного двигателя // 2618996

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.

Опора подшипника для горячей части турбовального двигателя и турбовальный двигатель // 2615888

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

Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя // 2614905

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.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины // 2614470

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.

Осевой приводной центробежный суфлер // 2614469

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.

Способ подачи масла в межроторный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления // 2613964

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 // 2612547

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.

Межроторная опора газотурбинного двигателя // 2609887

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

Радиально-упорная опора ротора газотурбинного двигателя // 2623674

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.

Способ смазки и охлаждения передней опоры ротора газотурбинного двигателя // 2623854

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.

Газовая турбина, содержащая первичный и вторичный охладители смазочного масла // 2625391

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.

Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя // 2633498

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.

Способ смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя // 2634656

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.

Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины // 2639262

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.

Маслосистема газотурбинного двигателя маневренного самолета // 2640900

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.

Упругодемпферная опора турбины // 2644003

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.

Межроторная опора газотурбинного двигателя // 2647021

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.