Способ смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя

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 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.

Известен способ смазки и охлаждения опор ГТД (Авиадвигатели «Сатурна». - М.: ООО «Полигон-Пресс», 2003. - 320 с., с. 230, разрез двигателя Д-30КП), содержащий опоры, установленные на роторе и размещенные в корпусах. Внутри ротора, частично, размещены трубы для подвода хладагента - масла - на смазку и охлаждение подшипников. К недостаткам данного способа можно отнести то, что охлаждение опор происходит только путем подачи на них масла, при этом подвод масла на охлаждение подшипников в основном осуществляется с использованием внешних трубопроводов.

Наиболее близким является способ смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя (патент РФ №73958, МПК F99Z 99/00, опубл. 10.06.2008), снабженного системой смазки, при котором охлаждение опор осуществляется хладагентом - воздухом, при этом хладагент поступает по каналам, выполненными внутри вала. Смазка опор осуществляется масловоздушной смесью, которая подается в зону контакта внутренней обоймы и тел качения подшипника через форсунки. Недостатком данного способа являются большие габариты и масса двигателя в связи с использованием внешних трубопроводов и агрегатов для подвода смазки в зону контакта и суфлирования опор.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является усовершенствование смазки и охлаждения опор ротора ГТД с использованием масла и дополнительно рабочего тела газотурбинного двигателя - воздуха, с применением внутренних трубопроводов и агрегатов.

Технический результат достигается тем, что в способе смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя, снабженного системой смазки, при которой охлаждение опор осуществляется хладагентом, при этом хладагент поступает по каналам, выполненными внутри вала, в зону внутренней обоймы подшипника, в отличие от известного 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.

На чертеже показан продольный разрез опор ротора ГТД.

Способ смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя реализован на малоразмерном двигателе, содержащем ротор 1, на котором смонтированы передняя 2 и задняя 3 опоры, установленные в корпусах 4 и 5. Корпус 4 снабжен каналами 6 подвода воздуха из атмосферы к передней опоре 2. Корпус 5 снабжен каналами 7 подвода воздуха к задней опоре 3. Во внутренней полости 8 ротора 1 размещены трубопроводы суфлирования полостей 10 и 11, подвода масла к опорам 2 и 3 и охлаждающего воздуха из атмосферы со входа в двигатель (Рвх) от корпуса 4 к корпусу 5, выполнены элементы подвода смазки 9 к опорам 2 и 3. Воздух из канала 7 (Рвых 2) и полости 11 (Рвых 1) опоры 3 отводится, например, на срез сопла.

Смазка и охлаждение опор осуществляются следующим образом.

Воздух с входа в двигатель (Рвх), проходя через каналы 6, охлаждает корпус 4 и наружную обойму опоры 2. Далее воздух внутренними трубопроводами через каналы 7 охлаждает корпус 5 и наружную обойму опоры 3 и отводится, например, на срез сопла (Рвых 2). Суфлирование полостей 10 и 11 опор 2 и 3 соответственно осуществляется внутренним трубопроводом, и далее масловоздушная смесь, пройдя центробежную очистку от масла, отводится, например, на срез сопла (Рвых 1). Смазка опор 2 и 3 осуществляется с использованием внутреннего трубопровода через элементы подвода смазки 9.

Таким образом, внутри ротора расположены трубопроводы суфлирования опор, подвода масла и охлаждающего воздуха из атмосферы со входа в двигатель к опорам. В результате обеспечивается возможность дополнительного охлаждения опор ротора воздухом и уменьшения количества подводимого масла, что увеличивает эффективность охлаждения опор в целом и сокращает количество внешних трубопроводов.

Следовательно, данное техническое решение обеспечивает дополнительное охлаждение передней и задней опор воздухом, поступающим со входа в двигатель, причем суфлирование опор, подвод масла и охлаждающего воздуха обеспечивается внутренними трубопроводами.

Способ смазки и охлаждения опор газотурбинного двигателя, снабженного системой смазки, при которой охлаждение опор осуществляется хладагентом, при этом хладагент поступает по каналам, выполненными внутри вала, в зону внутренней обоймы подшипника, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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 способу смазки и охлаждения опор авиационных газотурбинных двигателей 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.

Наверх