RU2498096C2 - Способ и система смазки газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ и система смазки газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2498096C2
RU2498096C2 RU2011115814/06A RU2011115814A RU2498096C2 RU 2498096 C2 RU2498096 C2 RU 2498096C2 RU 2011115814/06 A RU2011115814/06 A RU 2011115814/06A RU 2011115814 A RU2011115814 A RU 2011115814A RU 2498096 C2 RU2498096 C2 RU 2498096C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chambers
oil
secondary chamber
main
coming
Prior art date
Application number
RU2011115814/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011115814A (ru
Inventor
Жилль Ален ШАРЬЕ
Жерар Филипп ГОТЬЕ
Лоран ЖИЛЛЬ
Серж Рене МОРРЕАЛЬ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011115814A publication Critical patent/RU2011115814A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2498096C2 publication Critical patent/RU2498096C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/183—Sealing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/40—Use of a multiplicity of similar components
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения. Способ состоит в создании избыточного давления в камерах путем вдувания в эти камеры расхода сжатого воздуха через уплотнительные прокладки герметизации, причем в двух так называемых главных камерах создается давление, превышающее давление в оставшейся так называемой вторичной камере, в смазке подшипника качения в главных камерах, в смазке подшипника качения во вторичной камере только путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из по меньшей мере одной из главных камер, причем упомянутый масляный туман направляется в результате разности давлений между главными камерами и вторичной камерой, в извлечении оставшейся части смазочного масла, впрыскиваемого в главные камеры, для его направления к масляному резервуару и в направлении воздушно-масляной смеси, поступающей из вторичной камеры, к масляному сепаратору. Технический результат изобретения - повышение эффективности смазки подшипников без использования сложного оборудования. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Предшествующий уровень техники
Предлагаемое изобретение относится в целом к области динамической смазки авиационного газотурбинного двигателя.
Авиационный газотурбинный двигатель содержит множество элементов, требующих смазки; при этом речь идет, в частности, о подшипниках качения, используемых для поддержания вращающихся валов, а также зубчатых зацеплений блока приведения в движение вспомогательного оборудования.
В частности, для уменьшения трения, механического износа и нагревания, возникающих вследствие высокой скорости вращения валов газотурбинного двигателя, подшипники качения, которые поддерживают эти валы, должны смазываться. Поскольку простой смазки, осуществляемой путем впрыскивания смазочного масла только в процессе фаз технического обслуживания газотурбинного двигателя, оказывается недостаточно, обычно используют так называемую динамическую смазку.
Динамическая смазка состоит в обеспечении непрерывной циркуляции масла в смазочном контуре. Расход смазочного масла, поступающего из резервуара, направляется, таким образом, при помощи насосов на движущиеся части подшипников, причем эти подшипники размещаются в камерах, закрытых при помощи уплотнительных прокладок герметизации. Для устранения любых утечек смазочного масла из упомянутых камер на остальные части газотурбинного двигателя через уплотнительные прокладки герметизации некоторый расход воздуха, отбираемый на одном из компрессоров газотурбинного двигателя, вдувается через эти уплотнительные прокладки. Таким образом, эти камеры оказываются под повышенным давлением по отношению к атмосферному давлению.
При этом основная часть воздуха, вводимого в камеры, удаляется за пределы газотурбинного двигателя, проходя через специальный контур, предназначенный для удаления масла из этого воздуха и для контроля давления внутри этих камер. В том, что касается смазочного масла, впрыскиваемого в камеры, то оно извлекается в донной части камеры при помощи насосов извлечения через другой специальный контур. Для того, чтобы обеспечить полное осушение камеры, небольшая часть воздуха также всасывается через эти насосы и извлеченная таким образом смесь воздуха со смазочным маслом должна быть сепарирована перед возвращением освобожденного от воздуха масла обратно в резервуар.
Такой способ смазки представляет целый ряд недостатков. В частности, смазочное масло должно направляться посредством множества устройств, таких как трубопроводы, жиклеры, центробежные ковшовые маслосборники, центростремительные ковшовые маслосборники, лунки, каналы и т.п. Удаление смазочного масла и воздуха, насыщенного капельками масла, требует также использования насосов извлечения и масляного сепаратора, которые утяжеляют конструкцию газотурбинного двигателя.
С этими недостатками можно мириться в том случае, когда тепловая мощность, выделяемая подшипниками качения газотурбинного двигателя, является достаточно высокой для того, чтобы оправдать использование такой системы смазки. Этот случай имеет место, в частности, для газотурбинных двигателей, в которых скорость вращения подшипников качения является достаточно высокой в режиме большой мощности (например, порядка от 6000 до 8000 оборотов в минуту для вала низкого давления и порядка от 14000 до 20000 оборотов в минуту для вала высокого давления в двухконтурном газотурбинном двигателе).
Зато в том случае, когда движущиеся элементы одного из подшипников качения газотурбинного двигателя вращаются на относительно небольшой скорости (например, порядка 1000 оборотов в минуту), мощность, порождаемая движущимися элементами этого подшипника, оказывается слишком малой для того, чтобы оправдать использование подобной системы смазки. В такой ситуации получается, что избыточный расход смазочного масла впрыскивается в камеру, заключающую в себе этот подшипник качения при малой скорости вращения, что обусловливает опасность утечек масла за пределы камеры, которая содержит это смазочное масло.
Цель и краткое изложение предлагаемого изобретения
Таким образом, основная техническая задача данного изобретения состоит в том, чтобы устранить упомянутые выше недостатки и предложить способ и систему смазки газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения и которая позволяет обеспечить эффективную смазку подшипников качения без использования сложного оборудования.
В соответствии с предлагаемым изобретением эта цель достигается благодаря способу, состоящему:
- в создании избыточного давления в камерах при помощи вдувания в них расхода сжатого воздуха через уплотнительные прокладки герметизации, закрывающие упомянутые камеры, причем в двух из так называемых главных камер создается давление, превышающее давление в оставшейся так называемой вторичной камере;
- в смазке подшипника качения в главных камерах при помощи впрыскивания в эти камеры расхода смазочного масла, подаваемого из масляного резервуара газотурбинного двигателя;
- в смазке подшипника качения во вторичной камере только путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из по меньшей мере одной из главных камер, причем упомянутый масляный туман направляется в результате разности давлений между главными камерами и вторичной камерой;
- в извлечении оставшейся части смазочного масла, впрыскиваемого в главные камеры, для его направления к масляному резервуару;
- в направлении воздушно-масляной смеси, поступающей из вторичной камеры, к масляному сепаратору с целью отделения воздуха от масла.
Здесь под выражением "масляный туман" следует понимать поток воздуха, насыщенный взвешенными капельками масла. В том случае, когда движущиеся части подшипников вторичной камеры имеют относительно небольшую скорость вращения по сравнению со скоростью вращения подшипников в главных камерах (например, порядка 1000 оборотов в минуту), использование упомянутого масляного тумана, поступающего из по меньшей мере одной из главных камер, оказывается полностью достаточным для обеспечения необходимой смазки этих подшипников качения. Это обстоятельство обеспечивает возможность упрощения и облегчения системы смазки (устранение масляного жиклера, насоса извлечения, трубопровода дегазации и масляного сепаратора).
При этом возможны различные варианты реализации такого способа.
В соответствии с первым способом реализации смазка подшипника качения вторичной камеры обеспечивается путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из двух главных камер.
В соответствии со вторым способом реализации смазка подшипника качения вторичной камеры обеспечивается путем впрыскивания масляного тумана, поступающего только из одной из двух главных камер.
Объектом предлагаемого изобретения также является система смазки газотурбинного двигателя, имеющая в своем составе:
- по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения и каждая из которых закрыта при помощи уплотнительных прокладок герметизации;
- средства, предназначенные для введения расхода сжатого воздуха в упомянутые камеры через уплотнительные прокладки герметизации для обеспечения избыточного давления в этих камерах, причем в двух так называемых главных камерах создается давление, превышающее давление в оставшейся так называемой вторичной камере;
- средства, предназначенные для впрыскивания на подшипники качения главных камер расхода смазочного масла, поступающего из масляного резервуара газотурбинного двигателя;
- канал впрыскивания, связывающий по меньшей мере одну из главных камер с вторичной камерой для того, чтобы впрыскивать на подшипник качения вторичной камеры масляный туман, поступающий из по меньшей мере одной главной камеры;
- средства, предназначенные для извлечения на нижнем выходе главных камер остатка смазочного масла, впрыскиваемого в эти камеры, и для направления этого смазочного масла к масляному резервуару;
- средства, предназначенные для направления смеси воздуха со смазочным маслом, поступающей из нижнего выхода вторичной камеры, к масляному сепаратору.
Целью предлагаемого изобретения также является газотурбинный двигатель, имеющий в своем составе систему смазки описанного выше типа.
Краткое описание приведенных в приложении фигур
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания со ссылкой на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие не имеющие ограничительного характера примеры его реализации. На фигурах:
- фиг.1 представляет собой схематический вид системы смазки в соответствии с первым способом реализации предлагаемого изобретения;
- фиг.2 представляет собой схематический вид системы смазки в соответствии со вторым способом реализации предлагаемого изобретения.
Подробное описание способа реализации изобретения
Предлагаемое изобретение применяется к любому авиационному газотурбинному двигателю, имеющему в своем составе по меньшей мере три камеры, заключающие в себе подшипники качения. Говоря более конкретно, это изобретение применяется к газотурбинным двигателям с двухступенчатым вентилятором с противоположными направлениями вращения.
На фиг.1 весьма схематическим образом представлена система смазки, применяемая в газотурбинных двигателях с двухступенчатым вентилятором с противоположными направлениями вращения.
Такой газотурбинный двигатель, имеющий продольную ось Х-Х, содержит три различные кольцевые камеры, а именно: две так называемые главные камеры 10, 10', сформированные на входе газотурбинного двигателя, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения, Р1 и Р'1 соответственно, и одну так называемую вторичную камеру 12, сформированную на выходе двигателя и заключающую в себе по меньшей мере один подшипник Q1 качения. Для удобства восприятия на фиг.1 представлен только один подшипник качения в каждой камере. При этом, разумеется, каждая камера может содержать несколько таких подшипников.
Хорошо известным образом эти различные подшипники качения (которые могут представлять собой шариковые подшипники или роликовые подшипники) поддерживают во вращательном движении различные корпусы газотурбинного двигателя. На фиг.1 и 2 позицией 13 обозначены участки валов корпусов газотурбинного двигателя или участки кожуха, на которых закрепляются кольца подшипников качения.
В то же время, принимая во внимание режимы вращения валов газотурбинного двигателя, подшипники Q1 качения вторичной камеры 12 вращаются на относительно небольшой скорости (например, порядка от 1000 до 2000 оборотов в минуту) по сравнению с подшипниками Р1, Р'1 качения главных камер 10, 10' (вращающихся, например, на скорости порядка от 6000 до 20000 оборотов в минуту).
Главные камеры 10, 10' и вторичная камера 12 отличаются друг от друга и каждая из них закрыта герметичным образом на своих переднем и заднем концах при помощи кольцевых уплотнительных прокладок 14 герметизации. Эти уплотнительные прокладки герметизации представляют собой, например, уплотнительные прокладки лабиринтного типа, уплотнительные прокладки щеточного типа или уплотнительные прокладки с углеродным кольцом.
Для уменьшения трения, механического износа и нагревания, которые возникают, в частности, вследствие высокой скорости вращения валов газотурбинного двигателя, подшипники качения главных камер и вторичной камеры должны быть смазанными. Эта смазка обеспечивается при помощи способа и системы, подробно описаные в последующем изложении.
Подшипники Р1, Р'1 качения в главных камерах 10, 10' смазываются путем непрерывного впрыскивания смазочного масла между кольцами их движущихся элементов. Это впрыскивание реализуется посредством сопел 16 впрыскивания, открывающихся напротив этих колец. На фиг.1 это впрыскивание смазочного масла схематически представлено стрелками Fhuile.
Масло, используемое для смазки этих подшипников Р1, Р'1 качения, поступает из масляного резервуара 18 газотурбинного двигателя. Это масло отбирается из упомянутого резервуара 18 посредством питающего масляного насоса 20 и подается в масляный контур 22, связанный с каждым соплом 16 впрыскивания.
Расход сжатого воздуха также вводится в главные камеры 10, 10' и во вторичную камеру 12 через их соответствующие уплотнительные прокладки 14 герметизации. Этот расход воздуха, который поступает, например, в результате отбора воздуха от компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, схематически представлен стрелками Fair на фиг.1. Этот воздух обеспечивает создание избыточного давления в этих камерах для того, чтобы исключить возможность выхода смазочного масла за пределы этих камер.
В то же время, в соответствии с предлагаемым изобретением в главных камерах 10, 10', создается более высокое давление, чем во вторичных камерах 12, то есть это означает, что давление внутри каждой из главных камер превышает давление внутри вторичной камеры. Это становится возможным в результате введения более значительного расхода сжатого воздуха в главные камеры, чем во вторичную камеру.
Что касается подшипника Q1 качения вторичной камеры 12, то он смазывается путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из каждой из главных камер 10, 10'. Этот масляный туман направляется посредством по меньшей мере одного канала 24 впрыскивания, связывающего в верхней части первые выходы 26, 26' (называемые верхними выходами) главных камер с входом 28 вторичной камеры, причем этот вход открывается напротив подшипника Q1 качения этой камеры. Принимая во внимание разность давлений, существующую между главными камерами и вторичной камерой, отсутствует всякая необходимость в использовании насоса для того, чтобы обеспечить циркуляцию этого масляного тумана из главных камер ко вторичной камере.
Этот масляный туман представляет собой поток воздуха, насыщенный взвешенными капельками смазочного масла, причем эти капельки масла исходят из смазки подшипников Р1, Р'1 качения в главных камерах. Поскольку подшипники Q1 качения вторичной камеры вращаются на относительно небольшой скорости по отношению к скорости вращения других подшипников, их смазка может быть обеспечена одним впрыскиванием этого масляного тумана. Также никакое впрыскивание смазочного масла посредством сопла впрыскивания (или любого другого эквивалентного устройства) не предусматривается для обеспечения смазки этого подшипника Q1.
Каждая главная камера 10, 10' содержит также в своей нижней части специальный второй выход 30, 30' (называемый нижним выходом), обеспечивающий возможность извлечения оставшейся части смазочного масла, впрыскиваемого в эти камеры. Для реализации этой функции каждый из этих нижних выходов 30, 30' открывается в канал 32, 32' отведения, связанный с масляным резервуаром газотурбинного двигателя (посредством воздушно-масляных сепараторов, не показанных на фиг.1). При этом насосы 34, 34' отведения позволяют направить оставшуюся часть смазочного масла к масляному резервуару 18.
Что касается вторичной камеры 12, то она также содержит в своей нижней части специальный нижний выход 36, обеспечивающий возможность извлечения смеси воздуха с маслом, поступающей в результате смазки подшипника Q1, для направления этой смеси в направлении масляного сепаратора 38. Для этого нижний выход 36 связан с масляным сепаратором 38 при помощи канала 40 отведения. Масляный сепаратор обеспечивает отделение воздуха от масла, причем масло перенаправляется в масляный резервуар 18 газотурбинного двигателя (механизм перенаправления не представлен на фиг.1), а воздух удаляется из этого сепаратора наружу (удаление воздуха представлено на фиг.1 стрелкой Fevacuation).
Теперь со ссылкой на фиг.2 будет описан второй вариант реализации способа и системы смазки в соответствии с предлагаемым изобретением. В этом способе реализации газотурбинный двигатель также содержит две главные камеры 10, 10' и вторичную камеру 12.
Зато этот второй способ реализации отличается от первого способа реализации тем, что канал 24 впрыскивания связывает только одну из главных камер (а именно, в рассматриваемом здесь случае, главную камеру 10') с вторичной камерой 12. Таким образом, подшипник Q1 качения вторичной камеры 12 смазывается только путем впрыскивания масляного тумана, поступающего только из одной из двух главных камер.
Разумеется, канал впрыскивания с таким же успехом может связывать другую главную камеру (а именно, камеру 10) с вторичной камерой 12. Как и для другого способа реализации, никакое впрыскивание смазочного масла посредством сопла впрыскивания (или любого другого эквивалентного устройства) не предусматривается для смазки подшипника Q1 качения во вторичной камере.
Первый выход 26 в верхней части главной камеры 10, не связанный с вторичной камерой 12, связан с масляным сепаратором 38 посредством канала 42 для того, чтобы отделять воздух от масла из масляного тумана, поступающего из этой главной камеры.
И наконец, здесь следует отметить, что насос 20 питания смазочным маслом, насосы 34 отведения и масляный сепаратор 38 в двух этих способах реализации могут быть соединены с блоком приведения в движение вспомогательного оборудования газотурбинного двигателя (не показано) для их приведения в движение при помощи этого блока. Альтернативным образом некоторые из этих вспомогательных устройств, или вся их совокупность, могут иметь электрический привод.

Claims (7)

1. Способ смазки газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе по меньшей мере три различные камеры (10, 10', 12), каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник (P1, P1, Q1) качения, отличающийся тем, что состоит из этапов, на которых:
- создают избыточное давление в камерах путем вдувания в эти камеры расхода сжатого воздуха через уплотнительные прокладки (14) герметизации, закрывающие упомянутые камеры, причем в двух из камер, так называемых главными камерами (10, 10'), создается более высокое давление, чем в оставшейся, так называемой вторичной камере (12);
- смазывают подшипник (Р1, Р'1) качения в главных камерах путем впрыскивания в эти камеры расхода смазочного масла, поступающего из масляного резервуара (18) газотурбинного двигателя;
- смазывают подшипник (Q1) качения во вторичной камере только путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из по меньшей мере одной из главных камер, причем упомянутый масляный туман направляется в результате разности давлений между главными камерами и вторичной камерой;
- извлекают оставшуюся часть смазочного масла, впрыскиваемого в главные камеры, для его направления к масляному резервуару;
- направляют воздушно-масляную смесь, поступающую из вторичной камеры, к масляному сепаратору (38) с целью отделения воздуха от масла.
2. Способ по п.1, в котором подшипник (Q1) качения из вторичной камеры (12) смазывается путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из двух главных камер (10, 10').
3. Способ по п.1, в котором подшипник (Q1) качения из вторичной камеры (12) смазывается путем впрыскивания масляного тумана, поступающего только от одной из двух главных камер (10, 10').
4. Система смазки газотурбинного двигателя, имеющая в своем составе:
- по меньшей мере три различные камеры (10, 10', 12), каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник (Р1, Р'1, Q1) качения и каждая из которых закрыта при помощи уплотнительных прокладок (14) герметизации;
- средства, предназначенные для введения расхода сжатого воздуха в камеры через уплотнительные прокладки герметизации для обеспечения избыточного давления этих камер, причем в двух из камер, так называемых главными камерами (10, 10'), создается более высокое давление, чем в оставшейся, так называемой вторичной камере (12);
- средства (16), предназначенные для впрыскивания в подшипники (Р1, Р'1) качения главных камер расхода смазочного масла, поступающего из масляного резервуара (18) газотурбинного двигателя;
- канал (24) впрыскивания, связывающий по меньшей мере одну из главных камер с вторичной камерой для того, чтобы впрыскивать на подшипник качения вторичной камеры масляный туман, поступающий из по меньшей мере одной главной камеры;
- средства (32, 32', 34, 34'), предназначенные для извлечения из нижнего выхода (30, 30') главных камер остатка смазочного масла, впрыскиваемого в эти камеры, и для направления этого смазочного масла к масляному резервуару;
- средства (40), предназначенные для направления смеси воздуха со смазочным маслом, поступающей из нижнего выхода (36) вторичной камеры, к масляному сепаратору (38).
5. Система по п.4, в которой канал (24) впрыскивания связывает две главные камеры (10, 10') с вторичной камерой (12) для того, чтобы впрыскивать на подшипник (Q1) качения во вторичной камере масляный туман, поступающий из двух главных камер.
6. Система по п.4, в которой канал (24) впрыскивания связывает только одну из двух главных камер (10') с вторичной камерой (12) для того, чтобы впрыскивать на подшипник качения во вторичной камере масляный туман, поступающий только из этой главной камеры, причем другая главная камера (10) связана с масляным сепаратором (38) при помощи канала (42).
7. Газотурбинный двигатель, имеющий в своем составе систему смазки в соответствии с любым из пп.4-6.
RU2011115814/06A 2008-09-22 2009-09-11 Способ и система смазки газотурбинного двигателя RU2498096C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0856340A FR2936273B1 (fr) 2008-09-22 2008-09-22 Procede et systeme de lubrification d'une turbomachine
FR0856340 2008-09-22
PCT/FR2009/051713 WO2010031948A1 (fr) 2008-09-22 2009-09-11 Procede et systeme de lubrification d'une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011115814A RU2011115814A (ru) 2012-10-27
RU2498096C2 true RU2498096C2 (ru) 2013-11-10

Family

ID=40600078

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011115814/06A RU2498096C2 (ru) 2008-09-22 2009-09-11 Способ и система смазки газотурбинного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8672095B2 (ru)
EP (1) EP2337931B1 (ru)
JP (1) JP5345218B2 (ru)
CN (1) CN102159795B (ru)
BR (1) BRPI0919281A2 (ru)
CA (1) CA2738093C (ru)
FR (1) FR2936273B1 (ru)
RU (1) RU2498096C2 (ru)
WO (1) WO2010031948A1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2723283C1 (ru) * 2019-09-20 2020-06-09 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) Система смазки и способ смазки подшипников установки для выработки тепловой и механической энергии
RU2738983C1 (ru) * 2017-09-07 2020-12-21 Сименс Акциенгезелльшафт Система регулирования для регулировки температуры масла для подшипников в целях минимизации вибраций ротора
RU2745767C2 (ru) * 2016-09-26 2021-03-31 Сафран Хеликоптер Энджинз Система отделения масла из смеси воздух/масло герметизации уплотнений газотурбинного двигателя
RU2761330C2 (ru) * 2017-08-29 2021-12-07 Атлас Копко Эрпауэр, Намлозе Веннотсхап Машина, снабженная масляным насосом, и способ запуска такой машины

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2957976B1 (fr) * 2010-03-26 2013-04-12 Snecma Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'huile d'un turboreacteur
FR2961855B1 (fr) * 2010-06-24 2012-08-03 Snecma Turboreacteur comprenant un circuit de circulation d'huile et un generateur electrique rotatif associe a ce circuit
EP2458158B1 (fr) * 2010-11-24 2013-08-21 Techspace Aero S.A. Dispositif de lubrification de turbomachine
GB2495092B (en) * 2011-09-28 2014-01-01 Rolls Royce Plc Sealing arrangement
EP2909450B1 (fr) * 2012-10-19 2016-12-07 Safran Aircraft Engines Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a doubles injecteurs independants
PL402185A1 (pl) 2012-12-21 2014-06-23 General Electric Company Połączona instalacja ściekowa do silników turbinowych
JP6141043B2 (ja) * 2013-02-21 2017-06-07 三菱重工業株式会社 オイルミスト生成装置
EP2789806B1 (en) * 2013-04-10 2017-06-14 Nuovo Pignone S.r.l. Methods and systems for preventing lube oil leakage in gas turbines
FR3024497B1 (fr) * 2014-07-31 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbomachine pour l'entrainement d'un fluide d'ecoulement deja utilise vers un element a alimenter
GB2532197B (en) * 2014-11-04 2019-05-08 Rolls Royce Plc A bearing chamber sealing assembly
KR101633868B1 (ko) * 2015-04-03 2016-06-28 한국기계연구원 오픈기어용 윤활유 자동 공급장치 및 기어박스 시험 시스템
CN104989531B (zh) * 2015-06-23 2017-03-08 中国航空动力机械研究所 一种轴承腔通风系统
US10196986B2 (en) 2015-09-04 2019-02-05 General Electric Company Hydrodynamic seals in bearing compartments of gas turbine engines
US9885250B2 (en) * 2015-10-23 2018-02-06 United Technologies Corporation Autonomous engine health management system
FR3049007B1 (fr) * 2016-03-15 2019-05-10 Safran Aircraft Engines Turboreacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifie
FR3049006B1 (fr) * 2016-03-15 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Turboreacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifie
US10287916B2 (en) * 2016-06-01 2019-05-14 United Technologies Corporation Internal tube oil coke prevention geometry
JP6727431B2 (ja) * 2017-05-23 2020-07-22 三菱電機株式会社 軸受装置、及びグリスの交換方法
FR3070726B1 (fr) * 2017-09-07 2019-08-23 Safran Transmission Systems Boitier d'accessoires pour turbomachine
FR3075308B1 (fr) * 2017-12-14 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Enceinte de lubrification d'au moins un palier d'une turbomachine
GB201807265D0 (en) * 2018-05-03 2018-06-20 Rolls Royce Plc Oil tank system
US11421553B2 (en) * 2019-03-14 2022-08-23 Raytheon Technologies Corporation Dual radial scoop oil delivery system
US11319836B2 (en) * 2019-08-14 2022-05-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Lubricant drain conduit for gas turbine engine
WO2021039902A1 (ja) * 2019-08-30 2021-03-04 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
CN110732793A (zh) * 2019-11-27 2020-01-31 湖北淡雅香生物科技股份有限公司 一种激光打孔机过纸辊进气系统

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1540003A (fr) * 1967-08-31 1968-09-20 Gen Electric Système de graissage d'un moteur à turbine à gaz
US3527054A (en) * 1969-01-23 1970-09-08 Gen Electric Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines
GB1301282A (ru) * 1969-07-15 1972-12-29
US3722624A (en) * 1971-06-07 1973-03-27 Gen Electric Bearing seal and oil tank ventilation system
FR2491141B1 (ru) * 1980-09-26 1984-05-25 Rolls Royce
US4525995A (en) * 1983-04-04 1985-07-02 Williams International Corporation Oil scavening system for gas turbine engine
RU2243393C1 (ru) * 2003-06-05 2004-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя
RU2323358C1 (ru) * 2006-07-06 2008-04-27 Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (военный институт) Система смазки авиационного гтд

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2542029B2 (ja) * 1988-01-18 1996-10-09 マツダ株式会社 多気筒ロ―タリピストンエンジンの軸受部潤滑装置
JP2627001B2 (ja) * 1988-11-02 1997-07-02 北越工業株式会社 スクリュ膨張機の給油装置
US4962829A (en) * 1989-03-17 1990-10-16 Sundstrand Corporation Oil management tank system
JPH0972491A (ja) * 1995-09-07 1997-03-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 軸受の潤滑油排出構造
JP4375883B2 (ja) * 2000-06-02 2009-12-02 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンの軸受へのシールエア供給装置
FR2841305B1 (fr) * 2002-06-20 2004-09-10 Snecma Moteurs Palier a roulement etanche amorti a l'huile
GB0218849D0 (en) * 2002-08-14 2002-09-25 Rolls Royce Plc Lubrication system for gas turbine engine
EP1933077B1 (fr) * 2006-12-12 2010-05-05 Techspace aero Procédé et système de lubrification d'une turbomachine
US8245818B2 (en) * 2007-10-23 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine oil scavenging system

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1540003A (fr) * 1967-08-31 1968-09-20 Gen Electric Système de graissage d'un moteur à turbine à gaz
US3527054A (en) * 1969-01-23 1970-09-08 Gen Electric Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines
GB1301282A (ru) * 1969-07-15 1972-12-29
US3722624A (en) * 1971-06-07 1973-03-27 Gen Electric Bearing seal and oil tank ventilation system
FR2491141B1 (ru) * 1980-09-26 1984-05-25 Rolls Royce
US4525995A (en) * 1983-04-04 1985-07-02 Williams International Corporation Oil scavening system for gas turbine engine
RU2243393C1 (ru) * 2003-06-05 2004-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя
RU2323358C1 (ru) * 2006-07-06 2008-04-27 Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (военный институт) Система смазки авиационного гтд

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2745767C2 (ru) * 2016-09-26 2021-03-31 Сафран Хеликоптер Энджинз Система отделения масла из смеси воздух/масло герметизации уплотнений газотурбинного двигателя
RU2761330C2 (ru) * 2017-08-29 2021-12-07 Атлас Копко Эрпауэр, Намлозе Веннотсхап Машина, снабженная масляным насосом, и способ запуска такой машины
RU2738983C1 (ru) * 2017-09-07 2020-12-21 Сименс Акциенгезелльшафт Система регулирования для регулировки температуры масла для подшипников в целях минимизации вибраций ротора
US11703181B2 (en) 2017-09-07 2023-07-18 Siemens Aktiengesellschaft Control system for adjusting the temperature of bearing oil for the purpose of minimizing rotor vibrations
RU2723283C1 (ru) * 2019-09-20 2020-06-09 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) Система смазки и способ смазки подшипников установки для выработки тепловой и механической энергии

Also Published As

Publication number Publication date
FR2936273B1 (fr) 2010-10-29
FR2936273A1 (fr) 2010-03-26
CA2738093A1 (fr) 2010-03-25
EP2337931B1 (fr) 2014-09-03
CN102159795B (zh) 2014-03-19
WO2010031948A1 (fr) 2010-03-25
EP2337931A1 (fr) 2011-06-29
US8672095B2 (en) 2014-03-18
BRPI0919281A2 (pt) 2015-12-15
CA2738093C (fr) 2016-06-21
RU2011115814A (ru) 2012-10-27
CN102159795A (zh) 2011-08-17
US20110198155A1 (en) 2011-08-18
JP2012503133A (ja) 2012-02-02
JP5345218B2 (ja) 2013-11-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2498096C2 (ru) Способ и система смазки газотурбинного двигателя
US8601785B2 (en) Oil supply system with main pump deaeration
RU2443881C2 (ru) Газотурбинный двигатель, содержащий стартер, установленный на коробке приводов агрегатов
US7566356B2 (en) Air/oil separation system and method
US7040811B2 (en) Oil-damped sealed rolling bearing
US20100028127A1 (en) Turbine engine lubrication method and system
US9540951B2 (en) System for pressuring the bearing chambers of turbine engines machines using air taken from the intake duct
US10502081B2 (en) Turbomachine bearing housing
US8945284B2 (en) Deoiler seal
JP5535948B2 (ja) 可変チャネルを有する遠心脱油装置
CN110360108B (zh) 流体喷入式压缩机设备
US20080202082A1 (en) De-oiler system for an aeroengine
US20220026021A1 (en) Double journal bearing impeller for active de-aerator
US20130091860A1 (en) Fluid separator
US20140248125A1 (en) Chamber fluid removal system
RU2745767C2 (ru) Система отделения масла из смеси воздух/масло герметизации уплотнений газотурбинного двигателя
RU2685346C2 (ru) Фильтрация потока, состоящего из газа и частиц
RU2250394C2 (ru) Двухсекционный центробежно-шестеренный насос
RU2623854C1 (ru) Способ смазки и охлаждения передней опоры ротора газотурбинного двигателя
US11655731B2 (en) Oil distribution system for gas turbine engine
RU101755U1 (ru) Винтовой маслозаполненный компрессорный агрегат
GB2385388A (en) Oil system having a preferential fluid supply inlet

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner