×
25.08.2017
217.015.b724

Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ СМАЗКИ ОПОРНОГО ПОДШИПНИКА РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости. Снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса. Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повысить надежность работы маслосистемы при останове турбомашины. 1ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройств для смазки подшипников роторов турбомашины.

Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости (патент RU №2522748, класса F02C 7/06, опубликован 20.07.2014 г.).

К недостатку известной конструкции следует отнести единственную сливную магистраль масляной полости с заборником масла в нижней точке, сообщенную с всасывающей магистралью откачивающего насоса, расположенного снаружи полости. Как известно, скорость течения масла во всасывающих и сливных магистралях ограничена (07…1,5 м/с) для получения приемлемых гидравлических потерь, что объясняется нулевым или малым избыточным давлением между масляной полостью опорного подшипника и входом в откачивающий насос. Поэтому площадь поперечного сечения сливной магистрали значительно увеличена, что привело к необходимости увеличить толщину нижней вертикальной стойки в проточной части корпуса турбомашины, через которую проходит сливная магистраль.

Увеличение габаритов нижней и вертикальной стоек в корпусе турбомашины приводит к росту неравномерности поля скоростей газового потока, обтекающего стойки в проточной части корпуса, что снижает КПД турбомашины.

Для сокращения габаритов нижней вертикальной стойки корпуса можно было бы использовать дополнительную сливную магистраль, проходящую через ближайшую к нижней наклонную боковую стойку корпуса турбомашины, однако при этом заборник масла этой сливной магистрали будет расположен выше заборника масла основной сливной магистрали и, следуя рациональному способу отвода масла из масляных полостей подшипниковых опор ротора двигателя, эта сливная магистраль должна быть оборудована автономным откачивающим насосом, что усложняет конструкцию устройства.

Задача изобретения - оптимизировать процесс слива масла из масляной полости опорного подшипника ротора турбомашины.

Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости, согласно изобретению снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса.

Наличие двух трубопроводов в сливной магистрали масляной полости позволяет сократить габариты нижней стойки в проточной части корпуса до размера остальных стоек, что увеличивает равномерность поля скоростей газового потока, обтекающего стойки, и уменьшает загромождение проходного сечения проточной части турбомашины.

Технический результат от использования изобретения - увеличение КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повышение надежности работы маслосистемы при останове.

На чертеже показана принципиальная гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины включает в себя масляную полость 1 и два откачивающих насоса 2 и 3, один из которых (2) расположен внутри полости и имеет привод от ротора 4 низкого давления, а другой (3) расположен снаружи полости и имеет привод от ротора 5 высокого давления. Масляная полость оборудована сливной магистралью, состоящей из двух трубопроводов 6 и 7 с заборниками масла 8 и 9 соответственно. Трубопровод 6 выходит из масляной полости 1 через нижнюю стойку корпуса турбомашины, его заборник 8 расположен внизу полости, а трубопровод 7 проходит через ближайшую боковую стойку, следовательно, его заборник 9 расположен в полости выше заборника 8. Выходные концы трубопроводов 6, 7 выведены в расположенную снаружи масляной полости 1 компенсационную емкость 10, нижняя полость которой подключена к всасывающей магистрали 11 откачивающего насоса 3. Магистрали откачки 12 и 13 откачивающих насосов 2 и 3 объединены и сообщены через магистраль 14 с воздухоотделителем 15, установленным внутри маслобака 16. Подача масла в масляную полость 1 производится от нагнетающего насоса 17 через магистраль 18.

Суфлирование масляной полости 1 осуществляется через магистраль 19 в маслобак 16 через воздухоотделитель 20.

При запуске турбомашины первым вступает в работу нагнетающий насос 17, так как он приводится во вращение от ротора высокого давления 5, раскручиваемого от стартера. Масло из маслобака 16 поступает на вход нагнетающего насоса 17 и по магистрали 18 подводится к форсункам масляной полости 1. Одновременно с насосом 17 включается в работу откачивающий насос 3 и компенсационная емкость 10 мгновенно освобождается от остатков масла, слитого в нее из масляной полости 1 при последнем останове турбомашины, после чего в емкость сливается масло через заборник масла 8 по трубопроводу 6. На повышенных режимах работы турбомашины поднимается уровень масла в масляной полости 1 из-за интенсификации барботажа масла и образования в ней масловоздушной эмульсии и маслозаборник 9 заполняется маслом, перекрывая доступ воздуху из верхней части масляной полости в компенсационную емкость 10. При этом включается в работу и другой трубопровод 7 сливной магистрали, а внутри компенсационной емкости появляется разрежение. Под действием перепада давлений между масляно полостью 1 и компенсационной емкостью 10 масло по трубопроводам 6 и 7 перетекает через нее во всасывающую магистраль 11 откачивающего насоса 3.

Чтобы обеспечить избыточность системе откачки масла, предусмотрен второй откачивающий насос 2, встроенный внутрь масляной полости 1, с приводом от ротора низкого давления 11. При совместной работе откачивающих насосов 2 и 3 масло поступает в магистрали откачки 12, 13 и далее через магистраль 14 попадает в воздухоотделитель 15, встроенный внутрь маслобака 16.

При останове турбомашины прекращается подача масла в масляную полость 1 и уровень масла в ней падает, а маслозаборник 9 обнажается. Масло из трубопровода 7 сливается в компенсационную емкость 10 по наклонной боковой стойке корпуса турбомашины, а воздух из верхней полости емкости устремляется по трубопроводу в освободившуюся от масла часть объема масляной полости и далее через магистраль 19 суфлируется через воздухоотделитель 20 в свободный объем маслобака 16.

Таким образом, на каком-то промежуточном этапе работы турбомашины трубопровод 7 становится не маслопроводом, а элементом системы суфлирования, то есть приобретает новое свойство, которое позволяет подготовить компенсационную емкость 10 к приему всех излишков масла, которые скапливаются в горячем картере масляной полости после останова, что исключает перегрев масла и его коксование, так как компенсационная емкость не контактирует с нагретыми элементами турбомашины.

Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины и повысить надежность работы маслосистемы при ее останове.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости, отличающееся тем, что снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ СМАЗКИ ОПОРНОГО ПОДШИПНИКА РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 181-190 из 245.
25.08.2017
№217.015.ae05

Устройство для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины

Устройство для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины относится к области авиационного двигателестроения. Масляная полость сообщена магистралью слива с компенсационной емкостью, подсоединенной к всасывающей магистрали откачивающего насоса и сообщенной через сливную...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612547
Дата охранного документа: 09.03.2017
25.08.2017
№217.015.b436

Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), цилиндрическая составляющая вала ротора, внешний стяжной элемент вала ротора

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614018
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b43a

Опора вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты), корпус задней опоры вала ротора, элемент вала ротора, полифункциональный внешний стяжной элемент вала ротора, соединительный элемент вала ротора, корпус подшипника задней опоры вала ротора

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Опора вала ротора компрессора низкого давления расположена в промежуточном корпусе двигателя и содержит выполненный опорно-упорным шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614029
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b449

Опора вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты), корпус опоры вала ротора и корпус шарикоподшипника опоры вала ротора

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Опора вала ротора компрессора низкого давления расположена в промежуточном корпусе двигателя и содержит выполненный опорно-упорным шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614020
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b455

Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), каскад уплотнений опоры вала ротора, узел опоры вала ротора, контактная втулка браслетного уплотнения вала ротора, маслоотражательное кольцо вала ротора

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614017
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b5bb

Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614456
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b634

Осевой приводной центробежный суфлер

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Подшипник размещен внутри...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614469
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b68f

Многосегментный радиальный подшипник скольжения

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам с расположением подшипника качения между двумя вращающимися роторами. Самоустанавливающийся многосегментный подшипник скольжения состоит из корпуса, внешнего (1) и внутреннего (3) колец,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614463
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b6c7

Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты)

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Компрессор низкого давления (КНД) двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа выполнен осевым четырехступенчатым с входным направляющим аппаратом (ВНА). Корпус статора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614708
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b6fc

Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты)

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Компрессор низкого давления (КНД) двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа выполнен осевым, четырехступенчатым с входным направляющим аппаратом (ВНА). Корпус статора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614709
Дата охранного документа: 28.03.2017
Показаны записи 181-190 из 347.
25.08.2017
№217.015.b436

Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), цилиндрическая составляющая вала ротора, внешний стяжной элемент вала ротора

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614018
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b43a

Опора вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты), корпус задней опоры вала ротора, элемент вала ротора, полифункциональный внешний стяжной элемент вала ротора, соединительный элемент вала ротора, корпус подшипника задней опоры вала ротора

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Опора вала ротора компрессора низкого давления расположена в промежуточном корпусе двигателя и содержит выполненный опорно-упорным шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614029
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b449

Опора вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты), корпус опоры вала ротора и корпус шарикоподшипника опоры вала ротора

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Опора вала ротора компрессора низкого давления расположена в промежуточном корпусе двигателя и содержит выполненный опорно-упорным шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614020
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b455

Опора вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя (варианты), каскад уплотнений опоры вала ротора, узел опоры вала ротора, контактная втулка браслетного уплотнения вала ротора, маслоотражательное кольцо вала ротора

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Задняя опора вала ротора КНД ТРД выполнена радиально-упорной, включает соединенные барабанно-дисковую и цилиндрическую составляющие вала ротора и содержит шарикоподшипник, разделяющий опору на статорную и роторную части. Статорная часть...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614017
Дата охранного документа: 22.03.2017
25.08.2017
№217.015.b5bb

Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614456
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b634

Осевой приводной центробежный суфлер

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Подшипник размещен внутри...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614469
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b68f

Многосегментный радиальный подшипник скольжения

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, в частности к опорам с расположением подшипника качения между двумя вращающимися роторами. Самоустанавливающийся многосегментный подшипник скольжения состоит из корпуса, внешнего (1) и внутреннего (3) колец,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614463
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b6c7

Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты)

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Компрессор низкого давления (КНД) двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа выполнен осевым четырехступенчатым с входным направляющим аппаратом (ВНА). Корпус статора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614708
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b6fc

Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты)

Группа изобретений относится к области производства и эксплуатации газотурбинных двигателей. Компрессор низкого давления (КНД) двухконтурного двухвального газотурбинного двигателя (ГТД) авиационного типа выполнен осевым, четырехступенчатым с входным направляющим аппаратом (ВНА). Корпус статора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614709
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b743

Способ изготовления вала ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя и вал ротора компрессора низкого давления, изготовленный этим способом (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора КНД ГТД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию. Изготовление вала выполняют в три стадии. На первой стадии изготавливают сборочные единицы - цапфы передней и задней опоры вала,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614719
Дата охранного документа: 28.03.2017
+ добавить свой РИД