×
29.12.2017
217.015.f741

Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ СМАЗКИ ПОДШИПНИКОВОЙ ОПОРЫ РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: 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.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ СМАЗКИ ПОДШИПНИКОВОЙ ОПОРЫ РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 101-110 of 330 items.
10.07.2015
№216.013.5f51

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя, собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555942
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f53

Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты)

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555944
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f59

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555950
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5fe5

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002556090
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.08.2015
№216.013.6a1e

Приводной центробежный суфлер с осевой крыльчаткой

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Оба опорных подшипника размещены по одну сторону крыльчатки со стороны приводного вала и расположены внутри единого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002558719
Дата охранного документа: 10.08.2015
10.08.2015
№216.013.6a24

Баростатический клапан двойного действия

Изобретение относится к области машиностроения, касается устройства элементов систем газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в маслосистемах авиационных ГТД для поддержания заданного давления воздушно-газовой смеси в системе суфлирования масляных полостей. Баростатический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002558725
Дата охранного документа: 10.08.2015
27.08.2015
№216.013.744d

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для подачи масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса 1 и находящиеся в зацеплении шестерни 2, в ступицах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561348
Дата охранного документа: 27.08.2015
27.08.2015
№216.013.7460

Способ очистки топливного коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива

Изобретение относится к машиностроению, в частности к способам очистки коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива. Способ очистки коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561367
Дата охранного документа: 27.08.2015
10.09.2015
№216.013.7614

Уплотнение поперечного разъема узла конструкции

Изобретение относится к уплотнительным устройствам для фланцевых торцевых соединений и, в частности, к турбинам авиационных двигателей и газотурбинным установкам, работающим как в нормальных условиях, так и в условиях высоких температур, где поверхности узлов конструкции прогреваются до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561817
Дата охранного документа: 10.09.2015
10.09.2015
№216.013.7662

Устройство соединения деталей газотурбинной установки

Изобретение относится к общему машиностроению, в частности к газотурбинным установкам, двигателям внутреннего сгорания, где детали и их соединения работают при высокой температуре длительное время. Устройство соединения деталей газотурбинной установки, содержащее торцевые опорные поверхности -...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561895
Дата охранного документа: 10.09.2015
Showing 101-110 of 333 items.
10.07.2015
№216.013.5f53

Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты)

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555944
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f59

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555950
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5fe5

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002556090
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.08.2015
№216.013.6a1e

Приводной центробежный суфлер с осевой крыльчаткой

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Оба опорных подшипника размещены по одну сторону крыльчатки со стороны приводного вала и расположены внутри единого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002558719
Дата охранного документа: 10.08.2015
10.08.2015
№216.013.6a24

Баростатический клапан двойного действия

Изобретение относится к области машиностроения, касается устройства элементов систем газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в маслосистемах авиационных ГТД для поддержания заданного давления воздушно-газовой смеси в системе суфлирования масляных полостей. Баростатический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002558725
Дата охранного документа: 10.08.2015
27.08.2015
№216.013.744d

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для подачи масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса 1 и находящиеся в зацеплении шестерни 2, в ступицах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561348
Дата охранного документа: 27.08.2015
27.08.2015
№216.013.7460

Способ очистки топливного коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива

Изобретение относится к машиностроению, в частности к способам очистки коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива. Способ очистки коллектора с форсунками камеры сгорания газотурбинного двигателя от продуктов коксования топлива включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561367
Дата охранного документа: 27.08.2015
10.09.2015
№216.013.7614

Уплотнение поперечного разъема узла конструкции

Изобретение относится к уплотнительным устройствам для фланцевых торцевых соединений и, в частности, к турбинам авиационных двигателей и газотурбинным установкам, работающим как в нормальных условиях, так и в условиях высоких температур, где поверхности узлов конструкции прогреваются до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561817
Дата охранного документа: 10.09.2015
10.09.2015
№216.013.7662

Устройство соединения деталей газотурбинной установки

Изобретение относится к общему машиностроению, в частности к газотурбинным установкам, двигателям внутреннего сгорания, где детали и их соединения работают при высокой температуре длительное время. Устройство соединения деталей газотурбинной установки, содержащее торцевые опорные поверхности -...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561895
Дата охранного документа: 10.09.2015
10.09.2015
№216.013.78c4

Способ повышения эффективности сгорания углеводородного топлива

Изобретение относится к способам и устройствам для обработки различных видов жидкого углеводородного топлива перед его сжиганием и может найти применение в системах питания турбореактивных, газотурбинных двигателей, двигателей внутреннего сгорания, в двигателях Стирлинга, а также в иных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002562505
Дата охранного документа: 10.09.2015
+ добавить свой РИД