RU2554130C1

RU2554130C1 - Jet turbine engine

Info

Publication number: RU2554130C1
Application number: RU2014106567/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов; Валерий Николаевич КЛИМОВ; Александр Александрович Чернавин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2014-02-20
Filing date: 2014-02-20
Publication date: 2015-06-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: jet turbine engine comprises a fan (2) with an inlet bell mouth (3) on the runner (4) and an angular-contact thrust bearing (5) with labyrinth seals of an oil cavity (7), and also a low pressure compressor (8) and a high pressure compressor (9). From the front side of labyrinth seals the ring cavity of high pressure cooling air and a ring cavity of the high pressure heat air are located in series. The ring cavity of the cooling air at the outlet through the labyrinth seals is connected to the oil cavity, and at the inlet - through the pipes located in channels of the oil cavity support, an open header and a pipe in the oil cavity - with the peripheral cavity (17) of the air-gas channel (18) of the low pressure compressor (8) at its outlet (19). The ring cavity of the heat air is connected at the outlet with the air cavities (23) of the inlet bell mouth (3), and at the outlet - through the break of the open header and the pipe (25) in the oil cavity of the angular-contact thrust bearing of the fan - with the air-gas channel (26) at the outlet (27) of the high pressure compressor (9).

EFFECT: improvement of the engine reliability due to anti-icing heating of the fan bell mouth and improvement of efficiency of labyrinth seal of the oil cavity of the angular-contact thrust bearing of the fan.

3 dwg

Description

Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного и наземного применения.The invention relates to turbojet engines for aircraft and ground applications.

Известен турбореактивный двигатель высокой степени двухконтурности, включающий в себя вентилятор и компрессор низкого давления, а также обтекатель, установленный на рабочем колесе вентилятора (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.67 рис.3.11).Known turbojet engine of high bypass ratio, including a fan and a low pressure compressor, as well as a fairing mounted on the impeller of a fan (S. A. Vyunov "Design and design of aircraft gas turbine engines", Moscow, "Engineering", 1981, p. 67 fig. 3.11).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за образования льда на поверхности входного обтекателя и дальнейшей поломки компрессора из-за попадания льда на вход в компрессор.A disadvantage of the known design is the low reliability due to the formation of ice on the surface of the inlet cowl and further breakdown of the compressor due to the ingress of ice at the inlet to the compressor.

Наиболее близким к заявляемому является турбореактивный двигатель высокой степени двухконтурности с необогреваемым входным обтекателем, установленным на рабочем колесе вентилятора, а также с компрессором низкого давления и с компрессором высокого давления (патент US №6708482, МПК: F01D 25/16, 25/28, 5/06).Closest to the claimed one is a high bypass turbojet engine with an unheated inlet cowl mounted on the impeller of the fan, as well as with a low pressure compressor and high pressure compressor (US patent No. 6708482, IPC: F01D 25/16, 25/28, 5 / 06).

Недостатком конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора, а также возможность обледенения входного обтекателя вентилятора с дальнейшим попаданием льда в компрессор низкого давления.The disadvantage of the design adopted for the prototype is the low reliability of the labyrinth seal of the oil cavity of the angular contact bearing of the fan, as well as the possibility of icing the inlet cowl of the fan with the further ingress of ice into the low-pressure compressor.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности турбореактивного двигателя путем повышения эффективности лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора, а также путем исключения образования льда за счет обогрева обтекателя вентилятора воздухом из-за компрессора высокого давления с возможностью переключения на воздух из-за промежуточной ступени компрессора высокого давления.The technical result of the claimed invention consists in increasing the reliability of a turbojet engine by increasing the efficiency of the labyrinth seal of the oil cavity of the angular contact fan bearing, as well as by eliminating the formation of ice due to the heating of the fan cowl with air due to the high pressure compressor with the possibility of switching to air due to the intermediate stages of the high pressure compressor.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбореактивном двигателе, включающем вентилятор с входным обтекателем на рабочем колесе и радиально-упорный подшипник с лабиринтными уплотнениями масляной полости, а также компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, с передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления, причем кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления на выходе через лабиринтные уплотнения соединена с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости радиально-упорного подшипника, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью проточной части компрессора низкого давления на его выходе, при этом кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления соединена на выходе с воздушными полостями входного обтекателя, а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу в масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора - с проточной частью на выходе компрессора высокого давления.The specified technical result is achieved in that in a turbojet engine including a fan with an inlet cowl on the impeller and an angular contact bearing with labyrinth oil seals, as well as a low pressure compressor and a high pressure compressor, ACCORDING TO THE INVENTION, on the front side of the labyrinth seals are sequentially arranged the annular cavity of the cooling air of high pressure and the annular cavity of the heating air of high pressure, and the annular cavity of cooling waiting pressure air at the outlet through the labyrinth seals is connected to the oil cavity, and at the inlet - through pipes located in the channels of the support of the oil cavity of the angular contact bearing, an open manifold and a pipe in the oil cavity - with the peripheral cavity of the flow part of the low pressure compressor on it the outlet, while the annular cavity of the heating air of high pressure is connected at the outlet to the air cavities of the inlet cowl, and at the inlet through the gap of the open collector and the pipe into the oil cavity of the angular contact fan bearing - with a flow part at the outlet of the high pressure compressor.

Расположение последовательно с передней стороны лабиринтных уплотнений кольцевой полости охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевой полости обогревающего воздуха повышенного давления исключает попадание горячего воздуха в масляную полость при включенной системе обогрева входного обтекателя и исключает вытекание масла из масляной полости подшипника при выключенной системе обогрева входного обтекателя.The sequential arrangement on the front side of the labyrinth seals of the annular cavity of high pressure cooling air and the annular cavity of high pressure heating air eliminates the ingress of hot air into the oil cavity when the inlet cowl heating system is on and excludes oil leakage from the bearing oil cavity when the inlet cowl heating system is off.

Соединение кольцевой полости охлаждающего воздуха повышенного давления на выходе через лабиринтные уплотнения с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью проточной части компрессора низкого давления на его выходе предотвращает попадание масла из масляной полости в газовоздушный тракт двигателя, что повышает его надежность.The connection of the annular cavity of high pressure cooling air at the outlet through the labyrinth seals with the oil cavity, and at the inlet through the pipes located in the channels of the oil cavity support, the open manifold and the pipe in the oil cavity with the peripheral cavity of the low-pressure compressor flow path at its outlet prevents the ingress of oil from the oil cavity into the gas-air path of the engine, which increases its reliability.

Расположение в каналах опоры масляной полости радиально-упорного подшипника незамкнутого коллектора обеспечивает минимальные гидравлические потери воздуха, идущего на наддув лабиринтных уплотнений из-за компрессора низкого давления.The location in the channels of the support of the oil cavity of the angular contact bearing of an open collector ensures minimal hydraulic loss of air flowing to pressurize the labyrinth seals due to the low-pressure compressor.

Соединение кольцевой полости обогревающего воздуха повышенного давления на выходе с воздушными полостями входного обогревателя, а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу в масляной полости радиально-упорного подшипника - с проточной частью на выходе компрессора высокого давления обеспечивает отбор воздуха на обогрев из-за компрессора высокого давления с возможностью переключения отбора на промежуточную ступень, что исключает перегрев вала вентилятора и входного обтекателя на повышенных режимах работы газотурбинного двигателя, что также повышает его надежность.The connection of the annular cavity of the heating air of high pressure at the outlet with the air cavities of the inlet heater, and at the inlet through the gap of the open collector and the pipe in the oil cavity of the angular contact bearing with the flow part at the outlet of the high-pressure compressor ensures the selection of air for heating due to the compressor high pressure with the ability to switch the selection to an intermediate stage, which eliminates overheating of the fan shaft and the inlet cowl at high gas turbine operating modes engine, which also increases its reliability.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbojet engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде в другом радиальном сечении.Figure 3 - element I in figure 1 in an enlarged view in another radial section.

Турбореактивный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с входным обтекателем 3 на рабочем колесе 4 и с радиально-упорным подшипником 5 с лабиринтными уплотнениями 6 масляной полости 7 подшипника 5, а также из компрессора низкого давления 8 и из компрессора высокого давления 9. С передней стороны 10 лабиринтных уплотнений 6 последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления 11 и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления 12, причем кольцевая полость 11 на выходе через лабиринтные уплотнения 6 соединена с масляной полостью 7 подшипника 5, а на входе, через трубы 13, расположенные в каналах 14 опоры масляной полости 7, незамкнутый коллектор 15 и трубу 16, расположенную в масляной полости 7 подшипника 5 - с периферийной полостью 17 проточной части 18 компрессора низкого давления 8 на его выходе 19. Кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления 12 на выходе через каналы 20 в валу 21 вентилятора 2 и трубы 22 соединена с воздушными полостями 23 входного обтекателя 3, а на входе, через разрыв 24 в незамкнутом коллекторе 15 и трубу 25 в масляной полости 7 подшипника 5 - с проточной частью 26 компрессора высокого давления 9 на его выходе 27, с возможностью переключения отбора воздуха на промежуточную ступень 28 компрессора высокого давления 9.The turbojet engine 1 consists of a fan 2 with an inlet cowl 3 on the impeller 4 and with an angular contact bearing 5 with labyrinth seals 6 of the oil cavity 7 of the bearing 5, as well as a low pressure compressor 8 and a high pressure compressor 9. From the front side 10 labyrinth seals 6 sequentially located the annular cavity of the cooling air of high pressure 11 and the annular cavity of the heating air of high pressure 12, and the annular cavity 11 at the outlet through the labyrinth seals 6 connected to the oil cavity 7 of the bearing 5, and at the inlet, through pipes 13 located in the channels 14 of the support of the oil cavity 7, an open manifold 15 and a pipe 16 located in the oil cavity 7 of the bearing 5 with the peripheral cavity 17 of the flow part 18 of the low pressure compressor 8 at its exit 19. The annular cavity of the heating air of high pressure 12 at the outlet through the channels 20 in the shaft 21 of the fan 2 and the pipe 22 is connected to the air cavities 23 of the inlet fairing 3, and at the inlet, through the gap 24 in the open collector 15 and the pipe 25 oily Bearing cavity 7 5 - from the flowing part 26 of high pressure compressor 9 at its output 27, to switch the bleed air to an intermediate stage 28 high pressure compressor 9.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе газотурбинного двигателя 1 лабиринтное уплотнение 6 масляной полости 7 радиально-упорного подшипника 5 уплотнено избыточным давлением холодного воздуха, поступающего из кольцевой периферийной полости 17 на выходе 19 из компрессора низкого давления в кольцевую полость охлаждающего воздуха 11, что предотвращает попадание масла из масляной полости 7 в газовоздушный тракт двигателя 1.When the gas turbine engine 1, the labyrinth seal 6 of the oil cavity 7 of the angular contact bearing 5 is sealed with excess pressure of cold air coming from the annular peripheral cavity 17 at the outlet 19 from the low-pressure compressor into the annular cavity of the cooling air 11, which prevents oil from entering the oil cavity 7 in the gas-air path of the engine 1.

При возникновении опасности обледенения - например, при снижении температуры атмосферного воздуха и при повышении его влажности, в кольцевую полость 12 по трубе 25 подается из-за компрессора высокого давления 9 горячий воздух, который далее поступает в воздушные полости 23 входного обтекателя 3, подогревая его и предотвращая тем самым его обледенение. В случае, если режим работы двигателя оказался высоким и температура воздуха за компрессором излишне высока и может уменьшить прочность деталей вентилятора, отбор воздуха переключается на промежуточную ступень 28 компрессора высокого давления 9, где температура отбираемого воздуха ниже.If there is a risk of icing - for example, when the temperature of atmospheric air decreases and its humidity increases, hot air is supplied to the annular cavity 12 through the pipe 25 because of the high-pressure compressor 9, which then enters the air cavities 23 of the inlet fairing 3, heating it and thereby preventing its icing. If the engine operation mode turned out to be high and the air temperature behind the compressor is excessively high and can reduce the strength of the fan parts, the air intake switches to the intermediate stage 28 of the high-pressure compressor 9, where the temperature of the extracted air is lower.

Claims

A turbojet engine comprising a fan with an inlet cowl on the impeller and an angular contact bearing with labyrinth seals of the oil cavity, as well as a low-pressure compressor and a high-pressure compressor, characterized in that an annular cavity of high pressure cooling air is arranged in series on the front side of the labyrinth seals and the annular cavity of the heating air of high pressure, and the annular cavity of the cooling air of high pressure at the outlet through l the seals are connected to the oil cavity, and at the inlet, through pipes located in the channels of the support of the oil cavity of the angular contact bearing, an open manifold and a pipe in the oil cavity of the angular contact bearing, with the periphery of the low-pressure compressor inlet outlet; the annular cavity of the heating air of high pressure is connected at the outlet to the internal cavities of the inlet cowl, and at the inlet - through the pipe in the gap of the open collector and the pipe in the oil cavity of the angular contact bearing of the fan - with the flow part of the high-pressure compressor at its outlet, with the possibility of switching to intermediate stage of the high pressure compressor.