×
17.03.2019
219.016.e2a9

Результат интеллектуальной деятельности: Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей. Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя включает измерение осевой нагрузки на требуемом режиме работы на базовом двигателе из серии с одновременным замером давления во внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку. В качестве внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку, используют думисную полость компрессора, ограниченную лабиринтным уплотнением компрессора и лабиринтным уплотнением на валу ротора. Полость сообщают с выпускной системой с по меньшей мере одним отверстием перепуска в настроечном элементе для регулирования давления в думисной полости компрессора. Определяют площади зазоров во всех кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора (F…F) с учетом вытяжки зубьев лабиринтного уплотнения за счет теплового расширения и действия центробежных сил и определяют суммарную площадь отверстий перепуска в настроечном элементе выпускной системы F, при которой осевая нагрузка каждого двигателя из серии не превышает нормированную осевую нагрузку базового двигателя, после чего устанавливают требуемое значение площади отверстий перепуска. При этом площадь отверстий перепуска определяют по формуле: где: γ…γ - удельный вес воздуха в кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора; F…F - площади зазоров кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора; 1…i - количество зубьев лабиринтного уплотнения компрессора. Изобретение позволяет обеспечить требуемый ресурс двигателей в серии за счет настройки осевой нагрузки для каждого двигателя, которая не превышает нормированное значение, при этом сохраняется уровень экономичности серийного производства двигателей, поскольку настройка производится без использования дорогостоящего оборудования, препарировки двигателя, используются только результаты обмеров геометрических характеристик деталей двигателя, которые производят в процессе их изготовления на серийных двигателях. 2 ил.

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей.

Известен способ осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя, включающий измерение осевой нагрузки на требуемом режиме работы на базовом двигателе из серии с одновременным замером давления во внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку (патент RU №2392464 F02C 7/06 от 20.06 2010 г.).

Недостатком такого решения является то, что для каждого двигателя серии необходимо либо напрямую измерять осевую нагрузку, либо препарировать внутренние полости двигателя, определяющие осевую нагрузку, что при условии товарной поставки продукции заказчику часто бывает невозможно, поскольку в этом случае в результате установки датчиков давления или тензодатчиков сверлятся корпуса двигателя, прокладываются каналы препарировки и т.д. Таким образом, после испытаний требуются промежуточные сборки-разборки двигателя, чтобы максимально устранить последствия влияния препарировки на характеристики двигателя, что является достаточно трудоемким и повышает уровень затрат на эксплуатацию двигателей в серии.

Также в данном решении не учитывается тот факт, что геометрические размеры двигателей в серии могут изменяться в пределах допусков изготавливаемого двигателя. При увеличении требуемого ресурса, особенно для двигателей стационарного назначения, например, до 50000…70000 часов, даже незначительный разброс допусков приводит к недопустимому изменению осевой нагрузки, что в целом снижает ресурс двигателя.

Задача изобретения - обеспечение требуемого ресурса работы двигателя при сохранении уровня экономичности в процессе его эксплуатации.

Технический результат - обеспечить настройку осевой нагрузки до нормированного значения.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя, включающем измерение осевой нагрузки на требуемом режиме работы на базовом двигателе из серии с одновременным замером давления во внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку, по предложению, в качестве внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку, используют думисную полость компрессора, ограниченную лабиринтным уплотнением компрессора и лабиринтным уплотнением на валу ротора, полость сообщают с выпускной системой с, по меньшей мере, одним отверстием перепуска в настроечном элементе для регулирования давления в думисной полости компрессора, определяют площади зазоров во всех кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора (F1…Fi) с учетом вытяжки зубьев лабиринтного уплотнения за счет теплового расширения и действия центробежных сил и определяют суммарную площадь отверстий перепуска в настроечном элементе выпускной системы Fп, при которой осевая нагрузка каждого двигателя из серии не превышает нормированную осевую нагрузку базового двигателя, после чего устанавливают требуемое значение площади отверстий перепуска, при этом площадь отверстий перепуска определяют по формуле:

где

γ1…γi - удельный вес воздуха в кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора;

F1…Fi - площади зазоров кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора;

1…i - количество зубьев лабиринтного уплотнения компрессора.

Основной вклад в величину осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора газотурбинного двигателя, вносит уровень давлений и геометрические характеристики думисной полости компрессора, особенно уровень давлений и геометрические характеристики лабиринтного уплотнения компрессора.

При серийном производстве двигатели различаются в значениях диаметральных зазоров по лабиринтному уплотнению компрессора в пределах допуска на изготовление. Но и этого бывает достаточно, чтобы изменить осевую нагрузку так, что это приведет к уменьшению ресурса работы двигателя.

Сообщение думисной полости компрессора с выпускной системой с настроечными элементами позволяет регулировать уровень осевой нагрузки путем изменения уровня «стравливания» воздуха, поступающего из думисной полости компрессора в выпускную систему, тем самым регулируя давление в думисной полости и настраивая осевую нагрузку на требуемую величину.

Определение площади зазоров во всех кольцевых полостях лабиринтного уплотнения компрессора для каждого двигателя серии на основе обмеров и с учетом вытяжки зубьев лабиринтного уплотнения за счет теплового расширения и действия центробежных сил позволяет определить реальную площадь зазоров кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора для конкретного двигателя.

Расчетная формула для определения величины площади отверстий перепуска настроечных элементов выводится на основании общеизвестной формулы для определения потерь давления (И.Е. Идельчик. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М., «Машиностроение», 1975, стр. 27):

где

Р1 - давление на входе в лабиринтное уплотнение компрессора;

Рдум - давление в думисной полости компрессора;

G1 - расход воздуха через лабиринтное уплотнение компрессора;

ζ - коэффициент сопротивления;

γ1…γi - удельный вес воздуха;

F1…Fi - площади зазоров кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора;

g - ускорение силы тяжести;

1…i - количество зубьев лабиринтного уплотнения компрессора.

Из формулы [1], путем преобразований и введения обозначений имеем:

где

Из уравнения неразрывности известно, что расход через лабиринтное уплотнение компрессора равен расходу в думисной полости компрессора:

где

G2 - расход воздуха в думисной полости компрессора, определяемый также из формулы для определения потерь давления (И.Е. Идельчик «Справочник по гидравлическим сопротивлениям». М., «Машиностроение», 1975, стр. 28) путем преобразований и введения обозначений:

Рп - давление на выходе из выпускной системы;

Рдум - давление в думисной полости компрессора;

Fп - площадь отверстий перепуска настроечных элементов выпускной системы;

γП - удельный вес воздуха, поступающего в выпускную систему.

Далее, приравняв формулы для определения расходов, имеем:

Поскольку величина по статистике от двигателя к двигателю в серии меняется незначительно, то площадь отверстий перепуска настроечных элементов выпускной системы в большей степени зависит от площади зазоров кольцевых полостей лабиринтного уплотнения компрессора, т.е. от тех зазоров лабиринтного уплотнения компрессора, с какими был изготовлен и собран конкретный двигатель.

Для серии двигателей возможно набрать статистику изменений величины удельного веса воздуха по кольцевым полостям зубьев лабиринтного уплотнения компрессора, и, таким образом, для одного типа двигателя в серии возможно использовать постоянные значения . Поэтому площадь отверстий перепуска настроечных элементов будет зависеть только от площадей кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора, которые определены, исходя из знаний по обмерам лабиринтного уплотнения в процессе его изготовления.

Способ поясняется графическими материалами:

на фиг. 1 - схема думисной полости компрессора;

на фиг. 2 - площади зазоров кольцевых полостей лабиринтного уплотнения компрессора.

Газотурбинный двигатель, реализующий предлагаемый способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора, содержит компрессор 1, думисную полость компрессора 2, ограниченную лабиринтным уплотнением компрессора 3 и лабиринтным уплотнением на валу ротора 4, и сообщенную с выпускной системой 5 с настроечными элементами 6 для регулирования давления в думисной полости компрессора. Лабиринтное уплотнение компрессора 3 содержит кольцевые полости зубьев 7.

Способ реализуют следующим образом:

На одном из серии двигателей - базовом двигателе - производят прямое измерение осевой нагрузки на упорный подшипник ротора. Уровень осевой нагрузки, например, на стационарном газотурбинном двигателе составил 500 кгс. На основании расчетов на долговечность подшипника, определяют, что данная осевая нагрузка является оптимальной для данного типа двигателей и принимают это значение в качестве нормированной осевой нагрузки.

Одновременно замеряют давления в думисной полости компрессора 2 и по кольцевым полостям лабиринтного уплотнения компрессора 7.

Для остальных двигателей серии по результатам обмеров зазоров лабиринтного уплотнения компрессора 3, которые производят в процессе изготовления и сборки компрессора 1, определяют площади зазоров во всех кольцевых полостях зубьев 7 лабиринтного уплотнения компрессора 3 (F1…Fi) с учетом вытяжки зубьев лабиринтного уплотнения компрессора 3 за счет теплового расширения и действия центробежных сил.

Поскольку удельный вес воздуха γ1…γi в кольцевых полостях лабиринтного уплотнения компрессора 7 прямо пропорционален давлению в этих полостях, а температура меняется незначительно, то по замерам давления определяют:

И по формуле [1]:

рассчитывают площадь отверстий перепуска настроечных элементов 6 выпускной системы 5.

Далее устанавливают в выпускную систему 5 требуемое количество с необходимой площадью отверстий перепуска настроечных элементов 6.

На одном из двигателей, где были установлены настроечные элементы в выпускной системе думисной полости компрессора, определенные в соответствие с расчетной формулой [1], был произведен поверочный замер осевой нагрузки, который не превысил уровень осевой нагрузки, замеренной на базовом двигателе, а именно 500 кгс.

Это позволяет без прямого измерения осевой нагрузки на упорный подшипник ротора обеспечить уровень осевой нагрузки, не превышающий нормированное значение, путем установки настроечных элементов в выпускной системе по расчетной формуле [1] на всех остальных двигателях серии.

Реализация изобретения позволяет обеспечить требуемый ресурс двигателей в серии за счет настройки осевой нагрузки для каждого двигателя, которая не превышает нормированное значение, при этом сохраняется уровень экономичности серийного производства двигателей, поскольку настройка производится без использования дорогостоящего оборудования, препарировки двигателя, используются только результаты обмеров геометрических характеристик деталей двигателя, которые производят в процессе их изготовления на серийных двигателях.


Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя
Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя
Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя
Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя
Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 41-50 of 110 items.
12.12.2018
№218.016.a592

Стенд для проверки на герметичность мест заделки измерительных линий датчиков температуры

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для проверки на герметичность мест заделки измерительных линий датчиков температуры. Сущность: стенд содержит ванну (1) с жидкостью (2), площадку (3), установленную с возможностью перемещения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674412
Дата охранного документа: 07.12.2018
14.12.2018
№218.016.a6c1

Ротор осевой газовой турбины

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674852
Дата охранного документа: 13.12.2018
24.01.2019
№219.016.b371

Ионизационный датчик сигнализации наличия высотемпературной агрессивной среды

Использование: для автоматической сигнализации наличия высокотемпературной агрессивной среды. Сущность изобретения заключается в том, что ионизационный датчик сигнализации наличия высокотемпературной агрессивной среды содержит средство закрепления на корпус объекта контроля, центральный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002677979
Дата охранного документа: 22.01.2019
26.01.2019
№219.016.b49a

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус со сферической законцовкой на нем и подвижное относительно нее поворотное устройство, а...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678235
Дата охранного документа: 24.01.2019
26.01.2019
№219.016.b49e

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации. Предварительно для данного типа двигателя проводят испытания на максимальном и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678237
Дата охранного документа: 24.01.2019
26.01.2019
№219.016.b4af

Кронштейн крепления агрегата на обечайке корпуса турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к узлам соединения агрегатов с обечайкой корпуса турбомашины. Кронштейн крепления агрегата на обечайке корпуса турбомашины содержит бобышку, расположенную между обечайкой корпуса и агрегатом,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678187
Дата охранного документа: 24.01.2019
16.02.2019
№219.016.bb24

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах. При осуществлении способа измеряют частоту вращения n ротора высокого давления турбокомпрессора,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002680019
Дата охранного документа: 14.02.2019
16.02.2019
№219.016.bb26

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002680023
Дата охранного документа: 14.02.2019
17.03.2019
№219.016.e275

Газотурбинный двигатель твердого топлива

Газотурбинный двигатель твердого топлива содержит твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя, в котором последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство. Твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682224
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2a0

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682226
Дата охранного документа: 15.03.2019
Showing 41-50 of 344 items.
27.11.2014
№216.013.0b73

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки. В соответствии с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534339
Дата охранного документа: 27.11.2014
20.12.2014
№216.013.111b

Установка для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535802
Дата охранного документа: 20.12.2014
20.02.2015
№216.013.2ba6

Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для регулирования положения направляющих аппаратов компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002542631
Дата охранного документа: 20.02.2015
20.03.2015
№216.013.3284

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544407
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3285

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544408
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3286

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544409
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3287

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544410
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3288

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544411
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3289

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544412
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.328b

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544414
Дата охранного документа: 20.03.2015
+ добавить свой РИД