Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины

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 авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета.

Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее расположенный в масляной полости подшипниковой опоры откачивающий насос, к входу которого подключен патрубок подвода масла с размещенным на его конце заборником (RU №2522748, МПК F02C 7/06, опубл. 20.07.2014 – прототип).

Известное устройство не обеспечивает нормальное питание опоры ротора турбомашины маслом в условиях выполнения маневренным самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательной силой тяжести) из-за перетекания масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора, что приводит к падению давления в системе подачи масла в двигатель (режим «масляное голодание»). Известные в технике авиадвигателестроения приемы, позволяющие поддерживать давление в системе подачи масла в двигатель в условиях фигурного полета самолета (установка в системе подачи масла масляного аккумулятора или отсека отрицательных перегрузок с инерционным заборником в маслобаке) - кратковременного действия (≈5-10 с), кроме того, значительно усложняют конструкцию маслосистемы и увеличивают массу двигателя.

Задача изобретения - создание устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, обеспечивающего восполнение циркуляционного объема масла в маслобаке за счет возврата в него масла, поступающего в масляную полость опорного подшипника ротора турбомашины при выполнении самолетом фигурных полетов. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с).

Задача решается тем, что в устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем расположенный в масляной полости опорного подшипника откачивающий насос, ко входу которого подключен патрубок подвода масла с размещенным на его конце заборником, согласно изобретению патрубок подвода 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, причем заборник, расположенный в нижней части масляной полости, снабжен нормально открытым грузовым клапаном, а заборник, расположенный в верхней ее части, снабжен нормально закрытым грузовым клапаном.

Выполнение патрубка подвода масла к откачивающему насосу в виде двух сообщающихся между собой трубопроводов (выполненного как одно целое), снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, обеспечивает стабильное давление в системе подачи масла за счет восполнения объема масла в циркуляционном отсеке маслобака путем его забора из противоположенных частей масляной полости в зависимости от положения самолета при выполнении им фигурных полетов.

Оборудование верхнего заборника нормально закрытым грузовым клапаном, а нижнего нормально открытым грузовым клапаном и срабатывание их в противофазах позволяют исключить подсос воздуха во всасывающую полость откачивающего насоса, что обеспечивает надежность работы системы смазки при эволюциях самолета.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная гидравлическая схема опор ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит установленный внутрь масляной полости 1 откачивающий насос 2, приводимый во вращение от ротора 3 низкого давления. К фланцу 4 насоса 2 крепится патрубок 5 подвода масла, состоящий из двух трубопроводов 6 и 7, сообщающихся между собой, в частном случае реализации выполненных за одно целое, один из которых расположен в верхней части масляной полости 1, а другой в нижней ее части. На концах трубопроводов 6 и 7 крепятся заборники 8, 9 с каналами 10 для прохода масла внутрь заборника. Внутри заборников 8, 9 смонтированы автономные грузовые шариковые клапаны так, что в заборнике 8 трубопровода 6 установлен нормально закрытый клапан 11, а в заборнике 9 трубопровода 7 нормально открытый клапан 12. Каналы 10 выполнены со стороны торцов заборников 8, 9 и обеспечивают прямой проток масла через заборники в трубопроводы 6 и 7 патрубка 5, что позволяет разгрузить клапаны 11 и 12 от гидравлических сил, возникающих при обтекании их маслом, и исключить несанкционированное срабатывание клапанов 11 и 12 («присасывание» шаровых затворов к уплотнительным седлам заборников).

Устройство содержит нагнетающий насос 13, приводимый во вращение от ротора 14 высокого давления. Вход в нагнетающий насос 13 подключен к маслобаку 15, а выход через магистраль 16 сообщен с коллектором форсунок 17 подачи масла к опорным подшипникам ротора газотурбинного двигателя. Выход из откачивающего насоса 2 через магистраль 18 и воздухоотделитель 19 сообщен с маслобаком 15.

Суфлирование масляной полости 1 осуществляется через кольцеобразную полость между роторами 3 и 14 по магистрали 20 суфлирования в маслобак 15 через маслоотделитель 21.

При работе газотурбинного двигателя приводится во вращение от ротора 14 нагнетающий насос 13. Масло из маслобака 15 поступает на вход нагнетающего насоса 13 и далее по напорной магистрали 16 попадает в масляную полость 1 к коллектору форсунок 17. При горизонтальном полете самолета, а также при положительных перегрузках, клапан 11 под действием сил тяжести перемещается внутри заборника 8 вниз и перекрывает проходное сечение трубопровода 6 патрубка 5, препятствуя попаданию воздуха в него из верхней воздушной части масляной полости 1 через каналы 10, при этом шаровой затвор клапана 12 перемещается в нижнюю часть заборника 9 и раскрывает проходное сечение трубопровода 7 патрубка 5 для прохода масла через каналы 10 к входному фланцу 4 откачивающего насоса 2, который переправляет его через откачивающую магистраль 18 и воздухоотделитель 19 в маслобак 15.

При перевернутом полете самолета и полете с отрицательной силой тяжести попадающая в масляную полость 1 смазка отбрасывается в верхнюю часть масляной полости. Шаровой затвор клапана 11 перемещается в верхнюю часть заборника 8, раскрывая проходное сечение трубопровода 6 в патрубке 5. Масло через каналы 10 в заборнике 8, минуя шаровой затвор клапана 11, по трубопроводу 6 поступает к входному фланцу 4 откачивающего насоса 2 и далее по откачивающей магистрали 18 попадает через воздухоотделитель 19 в маслобак 15. Клапан 12 под действием отрицательной силы тяжести перемещается в верхнюю часть заборника 9 и перекрывает проходное сечение трубопровода 7, препятствуя проходу воздуха на вход откачивающего насоса 2 из нижней части масляной полости 1. Суфлирование масляной полости 1 при всех эволюциях самолета производится через центральную часть масляной полости 1, используя кольцеобразную полость между роторами 3, 14 и масляную полость переднего опорного подшипника ротора турбомашины.

Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины, содержащее расположенный в масляной полости опорного подшипника откачивающий насос, ко входу которого подключен патрубок подвода масла, отличающееся тем, что патрубок подвода 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, причем заборник, расположенный в нижней части масляной полости, снабжен нормально открытым грузовым клапаном, а заборник, расположенный в верхней ее части, снабжен нормально закрытым грузовым клапаном.



 

Похожие патенты:

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.

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 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 и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета. 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. 1 ил.

Наверх