Маслосистема газотурбинного двигателя

Авторы патента:

Новгородцев Андрей Владимирович (RU)

Колобков Валерий Владимирович (RU)

Яук Рудольф Владимирович (RU)

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

Владельцы патента RU 2758809:

Акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" (RU)

Маслосистема газотурбинного двигателя относится к области авиадвигателестроения и обеспечивает уменьшение отказов нагнетающего насоса за счет удаления образующейся в нем воздушной пробки. Удаление воздушной пробки из шестеренной полости нагнетающего насоса обеспечивается за счет изготовления нагнетающего и откачивающего насосов в одном блоке масляных насосов и наличием устройства стравливания воздуха, выполненным в виде канала с жиклёром, расположенным между выходами нагнетающего и откачивающего насосов. В результате применения простого и надежного устройства стравливания воздушной пробки обеспечивается исключение отказов нагнетающего насоса подачи масла газотурбинного двигателя и повышение надежности его работы в целом. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известна маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая нагнетающий и откачивающий насосы, магистрали подачи и откачки масла, а также установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, выполненным в виде струйной форсунки (см. патент РФ № 235786 от 30.08.2007).

Недостатком известного устройства является ненадежная работа нагнетающего насоса при образовании в нем воздушной пробки. Известная маслосистема не обеспечивает надежного стравливания воздушных пробок, попадающих во всасывающую магистраль нагнетающего маслонасоса. Объясняется это тем, что стравливание воздушных пробок осуществляется через магистраль нагнетания, в которой установлен фильтр, топливомасляный теплообменник (ТМТ), сифонный затвор, и магистраль стравливания с форсункой. Из-за повышенного гидравлического сопротивления магистрали нагнетания воздушные пробки застревают в межзубовых впадинах шестерен нагнетающего маслонасоса. Происходит разрыв масляного потока подачи масла и шестерни нагнетающего насоса вращаются в воздушном пузыре, перекачивая воздух с выхода на вход. Это особенно проявляется при первом запуске ГТД или после первой заправки маслобака. В результате прекращается подача масла, приводящая, как правило, к заклиниванию ротора и отказу двигателя.

Задачей изобретения является снижение гидравлического сопротивления линии стравливания воздушной пробки, упрощение конструкции и повышение надежности работы маслосистемы в целом.

Указанная задача решается тем, что в известной маслосистеме газотурбинного двигателя, содержащей нагнетающий и откачивающий насосы, магистрали подачи и откачки масла, устройство стравливания воздуха, согласно изобретению, нагнетающий и откачивающий насосы выполнены в одном блоке и имеют общий привод, а устройство стравливания выполнено в виде канала с жиклёром, расположенного между выходами нагнетающего и откачивающего насосов.

Приближение устройства стравливания воздуха непосредственно к выходу нагнетающего насоса убирает дополнительное гидравлическое сопротивление конструктивных элементов магистрали между насосом и устройством стравливания и благоприятствует выходу воздушной пробки из межзубовых впадин шестерен нагнетающего насоса.

Нагнетающий и откачивающий насосы выполнены в одном блоке маслонасосов, поэтому конструктивно достаточно просто выполнить устройство стравливания, связывающее их выходы, в виде короткого канала внутри маслоблока, что существенно уменьшает гидравлическое сопротивление.

Соединение выхода нагнетающего насоса устройством стравливания воздуха с выходом из откачивающего насоса объясняется тем, что в магистрали откачки всегда присутствует воздух по причине его подсоса в подшипниковых опорах ротора и коробки приводов при смазке маслом. В результате откачивающий насос выкачивает масляную эмульсию, в которую согласно изобретению организован выход воздушной пробки из нагнетающего насоса. В последующем эмульсия очищается в центробежном воздухоотделителе.

Заявленная маслосистема обеспечивает простоту конструкции с одновременным повышением надежности работы газотурбинного двигателя, путем уменьшения отказов нагнетающего насоса по причине образования в нем воздушной пробки. Надежность выпуска воздушной пробки достигается исключением гидравлического сопротивления магистрали стравливания воздуха за счёт приближения устройства стравливания воздуха непосредственно к выходу из нагнетающего насоса, выполнения его в виде короткого канала с жиклёром и отсутствия в нём дополнительных конструктивных элементов сопротивления, таких как: фильтр, ТМТ, сифонный затвор.

На чертеже показана принципиальная схема маслосистемы ГТД.

Маслосистема содержит масляные полости 1 подшипниковых опор ротора и коробки двигательных агрегатов. В масляных полостях 1 для смазки и охлаждения узлов трения установлены форсунки 2, сообщенные системой магистралей с выходом из нагнетающего насоса 3, вход которого подсоединен к маслобаку 4. Нагнетающая магистраль 5 соединяет выход нагнетающего насоса 3 через обратный клапан 6, фильтр и топливомасляный теплообменник с масляными полостями 1. Маслобак 4 снабжен центробежным воздухоотделителем. Для возврата отработанной смазки в маслобак 4 служит откачивающий насос 7. Нагнетающий насос 3 с откачивающим насосом 7 размещены в блоке масляных насосов 8 и имеют общий привод.

Между шестеренными полостями насосов расположена проставка 9, в которой выполнен канал с жиклёром 10, соединяющий выходы нагнетающего 3 и откачивающего 7 насосов.

При работе двигателя масло из маслобака 4 попадает на вход нагнетающего насоса 3. В магистрали нагнетания 5, содержащей обратный клапан 6, фильтр и топливомасляный теплообменник, нагнетающий насос 3 направляет масло под давлением в масляные полости 1 подшипниковых опор ротора и коробки двигательных агрегатов. В полостях 1 трущиеся пары смазываются с помощью форсунок 2. Откачивающий насос 7, установленный в блоке масляных насосов 8, откачивает масляную эмульсию из мест сбора масла двигателя и коробки, и направляет в масляный бак 4.

В случае попадания воздушной пробки в нагнетающий насос 3, воздух продавливается в магистраль стравливания, по причине её наименьшего гидравлического сопротивления, и через жиклер 10, ограничивающий паразитную циркуляцию масла, выходит в магистраль откачки насоса 7. В дальнейшем, масляная эмульсия направляется в бак 4, где очищается в центробежном воздухоотделителе.

Для предотвращения перетекания масла на стоянке после нагнетающего насоса установлен обратный клапан 6, возможно использование сифонного затвора.

Таким образом, предложенное устройство может применяться в маслосистемах, выполненных с блоками масляных насосов, содержащих совместно нагнетающий и откачивающий насосы. В результате применения простого и надежного устройства стравливания воздушной пробки обеспечивается исключение отказов нагнетающего насоса и повышение надежности работы газотурбинного двигателя в целом.

Экспериментальные исследования и комплекс испытаний показали, что благодаря предлагаемому изобретению обеспечивается безотказная работа нагнетающего насоса с обеспечением бесперебойной подачи масла на выходе из насоса при различных условиях работы.

1. Маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая нагнетающий и откачивающий насосы, магистрали подачи и откачки масла, устройство стравливания воздуха, отличающаяся тем, что нагнетающий и откачивающий насосы выполнены в одном блоке и имеют общий привод, а устройство стравливания воздуха выполнено в виде канала с жиклёром, расположенного между выходами нагнетающего и откачивающего насосов.

2. Маслосистема по п.1, отличающаяся тем, что между качающими узлами нагнетающего и откачивающего насосов установлена проставка, в которой выполнено устройство стравливания воздуха.

3. Маслосистема по п.1, отличающаяся тем, что на выходе из нагнетающего насоса установлен обратный клапан.

Газотурбинный двигатель содержит газогенератор (66), содержащий секцию (11) компрессора и секцию (65) силовой турбины. Секция (65) силовой турбины содержит ротор (81) силовой турбины, поддерживаемый валом (93) силовой турбины, который механически не связан с газогенератором (66).

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя // 2742849

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (далее ГТД) авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах. Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиальный роликовый подшипник, внутреннее кольцо которого установлено на валу ротора низкого давления, а наружное кольцо - в конической шестерне узла конической передачи с радиальным зазором между ними, рессору, один из концов которой заведен в упомянутый радиальный зазор и снабжен со стороны наружной поверхности радиальным буртом, контактирующим с внутренней поверхностью конической шестерни, а со стороны внутренней поверхности - радиальным буртом, выполненным с возможностью контакта с наружной поверхностью наружного кольца упомянутого подшипника, причем рессора контактирует с цапфой ротора высокого давления и с конической шестерней посредством шлицевых соединений, причем шлицы и ответные шлицы одного из упомянутых шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры, ограниченного в направлении от упомянутого подшипника дополнительным радиальным буртом, выполненным на наружной поверхности рессоры с возможностью его контакта с цапфой ротора высокого давления по торцам, а в противоположном направлении - радиальным выступом, выполненным на секторе окружности внутренней поверхности рессоры с углом менее 180°, с возможностью контакта его конической поверхности, меньшее основание которой направлено в сторону цапфы ротора высокого давления, с участком наружной поверхности наружного кольца упомянутого подшипника, близлежащим к его торцу со стороны ротора высокого давления, кроме того, наружное кольцо упомянутого подшипника и рессора подпружинены относительно друг друга в осевом направлении.

Система смазки газоперекачивающего агрегата со стационарным газотурбинным двигателем // 2742591

Изобретение может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах. Система смазки газоперекачивающего агрегата со стационарным газотурбинным двигателем (5) содержит маслобак (1) и подсоединенные к нему нагнетающие и сливные трубопроводы и штатный динамический маслоотделитель (7).

Способ суфлирования масляной полости опоры ротора газотурбинного двигателя и маслокольцевой вакуумный насос для его осуществления // 2731978

Изобретение предназначено для суфлирования масляных полостей опор ротора с циркуляционной системой смазки, и может быть использовано в газотурбинных двигателях (ГТД) различного назначения. Задача по повышению надежности работы маслосистемы газотурбинного двигателя решается способом суфлирования масляной полости опоры ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки и маслокольцевым вакуумным насосом 1 для осуществления данного способа.

Маслосистема газотурбинной энергетической установки // 2731826

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ), применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода разнообразных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Маслосистема ЭГТУ содержит два нагнетающих насоса с приводом одного из них от ротора турбокомпрессора, а другого - с электроприводом, всасывающие магистрали которых подключены параллельно к маслобаку, а напорные магистрали сообщены между собой через автоматическое запорное устройство и соединены с масляными полостями опорных подшипников роторов компрессора и свободной турбины, причем в магистрали подачи масла к упорному подшипнику турбокомпрессора установлен датчик давления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2730565

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в опорах роторов осевых вентиляторов авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором корпусы подшипников 6 и 8 закреплены на промежуточном корпусе 2.

Опора ротора газотурбинного двигателя // 2730557

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к подшипниковым опорам роторов газотурбинных двигателей. Задача по снижению теплового потока в опору ротора газотурбинного двигателя с циркуляционной системой смазки решается опорой, содержащей роликовый подшипник с наружным 1 и внутренним 2 кольцами, между которыми расположены ролики 3.

Передняя опора ротора компрессора // 2729579

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к узлам опор роторов газотурбинных двигателей. Задача по повышению газодинамической эффективности компрессора за счет обеспечения стабильных оптимальных значений радиальных зазоров между лопатками ротора и статора компрессора решается тем, что в передней опоре ротора компрессора, включающей радиально-упорный шариковый подшипник 1, установленный своей наружной обоймой 2 в корпус подшипника 3 корпуса передней опоры 4 с тонкостенной конической диафрагмой 5 и фланцем 6, закрепленным к промежуточному корпусу двигателя 7, корпус передней опоры 4 снабжен соосной ему стяжной втулкой в виде тонкостенной конической диафрагмы 8, закрепленной к корпусу подшипника 3 и к промежуточному корпусу двигателя 7 с обеспечением сжимающего усилия в тонкостенной конической диафрагме 5 корпуса передней опоры.

Опора ротора высокого давления газотурбинного двигателя // 2729561

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам роторов компрессоров и турбин. Опора ротора высокого давления газотурбинного двигателя, включающая радиально-упорный подшипник, содержащий наружное и внутреннее кольца с гладкими беговыми дорожками, маслоподводящую и отводящую системы, при этом в каждой возможной контактной области шариков и беговых дорожек под осевой нагрузкой на последних выполнена по меньшей мере одна радиальная маслопроводящая канавка.

Малоразмерный газотурбинный двигатель // 2727655

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к малоразмерным газотурбинным двигателям, и может быть использовано, например, в качестве основного или маневрового двигателя беспилотного летательного аппарата, а также как энергосиловая установка для выработки электроэнергии для нужд летательного аппарата.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя // 2758866

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя содержит маслобак, нагнетающий насос с перепускным клапаном и напорной магистралью, подключенной к магистралям подачи масла в масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов. Напорная магистраль нагнетающего насоса через дополнительную магистраль с дозирующим дроссельным устройством подключена к маслобаку. Дозирующее дроссельное устройство выполнено в виде встроенного в дополнительную магистраль корпуса, внутри которого расположено седло с конусной иглой, установленной с возможностью осевого перемещения вдоль продольной оси дроссельного устройства, и снабжено регулируемым фиксатором положения иглы. Изобретение позволяет осуществлять бесступенчатое регулирование давления подачи масла в двигатель и повысить надежность работы двигателя за счет поддержания оптимальной величины давления подачи масла во всем диапазоне режимов работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.