RU2573077C2 - Способ и устройство подачи смазочного вещества - Google Patents

Способ и устройство подачи смазочного вещества Download PDF

Info

Publication number
RU2573077C2
RU2573077C2 RU2013138383/06A RU2013138383A RU2573077C2 RU 2573077 C2 RU2573077 C2 RU 2573077C2 RU 2013138383/06 A RU2013138383/06 A RU 2013138383/06A RU 2013138383 A RU2013138383 A RU 2013138383A RU 2573077 C2 RU2573077 C2 RU 2573077C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
lubricant
bearings
temperature
circuit
heat exchanger
Prior art date
Application number
RU2013138383/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013138383A (ru
Inventor
Филипп Ален Франсуа ОГРО
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2013138383A publication Critical patent/RU2013138383A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2573077C2 publication Critical patent/RU2573077C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M5/00—Heating, cooling, or controlling temperature of lubricant; Lubrication means facilitating engine starting
    • 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
    • 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
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • 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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M5/00—Heating, cooling, or controlling temperature of lubricant; Lubrication means facilitating engine starting
    • F01M5/001—Heating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M5/00—Heating, cooling, or controlling temperature of lubricant; Lubrication means facilitating engine starting
    • F01M5/002—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C33/00—Parts of bearings; Special methods for making bearings or parts thereof
    • F16C33/30—Parts of ball or roller bearings
    • F16C33/66—Special parts or details in view of lubrication
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области снабжения турбомашин смазочным веществом, в частности к способу и устройству подачи смазочного вещества к турбомашине, содержащей первый комплект подшипников и второй комплект подшипников. Как первый, так и второй комплекты подшипников снабжают смазочным веществом, и второй комплект подшипников работает при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта. Второй комплект подшипников снабжают смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта. Технический результат изобретения - снижение требования к охлаждению смазочного веществ и связанное с этим упрощение теплообменников. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к области способов, систем и устройств подачи смазочного вещества, в частности в турбомашинах.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Во многих турбомашинах, в частности турбовальных двигателях, турбореактивных двигателях, турбовинтовых двигателях, турбонасосах или турбокомпрессорах, возможно, провести различие между двумя областями с температурами, которые четко отличаются. Таким образом, в авиационных турбовальных двигателях, турбореактивных двигателях и турбовинтовых двигателях, обычно возможно провести различие между относительно холодной областью, содержащей компрессор, и относительно горячей областью, содержащей камеру сгорания и турбину. Такие турбомашины также обычно включают в себя подшипники, как в области низкой температуры, так и в области высокой температуры, для поддержки вращающихся деталей, в частности приводного вала. Таким образом, в одной турбомашине, первый комплект подшипников работает при относительно низкой температуре, в то время как второй комплект подшипников работает при относительно высокой температуре. Использованный здесь термин «комплект подшипников» необязательно содержит множество подшипников, но возможно также вполне может содержать комплект только с одним узлом.
Традиционно, общий питающий контур используется для подачи смазочного вещества как к первому, так и ко второму комплектам подшипников. Для того чтобы отвести тепло, переданное смазочному веществу подшипниками, и таким образом сохранить температуру смазочного вещества при работе турбомашины, питающий контур обычно содержит теплообменник, и смазочное вещество подают к подшипникам после охлаждения в теплообменнике, который может являться, например, теплообменником типа воздух-смазочное вещество или теплообменником типа топливо-смазочное вещество, таким образом отводя тепло от смазочного вещества к окружающему воздуху или к топливному контуру, соответственно.
Такой теплообменник является частью, которая сравнительно сложная, тяжелая и громоздкая. К сожалению, в частности в авиации, желательно уменьшить эти недостатки, в частности снизить вес.
Следовательно, изобретение стремится обеспечить способ подачи смазочного вещества в турбомашину, который позволяет снизить требования к охлаждению смазочного вещества, а также веса, объема и сложности теплообменника(-ов), связанных с этим.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
По меньшей мере в первой реализации, эта задача достигается тем, что в турбомашине, содержащей первый комплект подшипников и второй комплект подшипников, работающий при температуре существенно выше, чем первый комплект, второй комплект подшипников снабжают смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта.
Благодаря этим мерам возможно уменьшить разницу температур между подшипниками второго комплекта и смазочным веществом, которое подается к ним. Поскольку перенос тепла от второго комплекта к смазочному веществу зависит от этой разницы температур, этот перенос аналогично существенно снижается, и таким образом общие требования к охлаждению смазочного вещества снижаются.
В некоторых вариантах осуществления, поток смазочного вещества охлаждают в теплообменнике выше по потоку от первого комплекта подшипников. Таким образом, по меньшей мере некоторое количество тепла, поглощенного смазочным веществом, может быть отведено для стабилизации его температуры без необходимости охлаждения потока смазочного вещества ко второму комплекту подшипников.
В некоторых вариантах осуществления, поток смазочного вещества нагревают выше по потоку от второго комплекта подшипников, причем указанного нагрева достигают за счет обмена тепла с потоком смазочного вещества, возвращающимся от второго комплекта подшипников. Таким образом, можно повысить температуру смазочного вещества, доставляемого ко второму комплекту подшипников при охлаждении смазочного вещества, выходящего из второго комплекта подшипников, таким образом способствуя снижению общего переноса тепла от второго комплекта подшипников к смазочному веществу.
В некоторых вариантах осуществления, первый комплект подшипников снабжается смазочным веществом посредством первого контура, и второй комплект подшипников снабжается смазочным веществом посредством второго контура, ответвляющимся от первого контура, таким образом, делая возможным подвергать смазочное вещество для каждого из комплектов подшипников различным действиям, и в частности специально охлаждать смазочное вещество, доставляемое к первому комплекту посредством первого контура, и/или специально нагревать смазочное вещество, доставляемое ко второму комплекту, например за счет обмена тепла с потоком смазочного вещества, возвращающимся от второго комплекта.
Настоящее изобретение также относится к устройству подачи смазочного вещества в турбомашину, содержащую первый комплект подшипников и второй комплект подшипников, причем указанный второй комплект выполнен с возможностью работы при температуре, которая существенно выше, чем у указанного первого комплекта.
По меньшей мере в одном варианте осуществления, устройство выполнено с возможностью снабжения второго комплекта смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта. Таким образом, перенос тепла между более горячим вторым комплектом подшипников и смазочным веществом может быть снижен, таким образом снижая общие требования к охлаждению смазочного вещества.
В некоторых вариантах осуществления, устройство содержит первый контур для подачи смазочного вещества к первому комплекту подшипников и второй контур для подачи смазочного вещества ко второму комплекту подшипников, причем первый контур содержит точку ответвления, ведущую ко второму контуру. Таким образом, в указанной точке ответвления, возможно, выделить два отдельных потока смазочного вещества, причем первый поток доставляется к первому комплекту подшипников посредством первого контура, и более горячий второй поток доставляется ко второму комплекту посредством второго контура. В частности, первый контур может включать в себя теплообменник между указанной точкой ответвления и первым комплектом подшипников для охлаждения смазочного вещества для подачи к первому комплекту подшипников, так чтобы охлаждать смазочное вещество для подачи к первому комплекту подшипников отдельно, не оказывая влияния на температуру смазочного вещества для подачи к более горячему второму комплекту подшипников. Второй контур также может включать в себя теплообменник для переноса тепла от потока смазочного вещества, возвращающегося от второго комплекта подшипников, к потоку смазочного вещества для подачи ко второму комплекту подшипников, таким образом, повышая температуру смазочного вещества, доставляемого ко второму комплекту подшипников при снижении температуры смазочного вещества, возвращающегося от второго комплекта подшипников.
Тем не менее, в некоторых вариантах осуществления, другие конфигурации контуров и теплообменников могут быть предусмотрены. Например, второй контур может быть полностью отделен от первого контура и не ответвляться от него. Теплообменники первого и второго контуров также могут быть встроены в устройство независимо друг от друга. Возможно, даже предусмотреть встраивание теплообменника для охлаждения смазочного вещества выше по потоку от точки ответвления между первым и вторым контурами для охлаждения, по меньшей мере, участка потока смазочного вещества для второго комплекта подшипников.
Настоящее изобретение также относится к турбомашине, содержащей первый комплект подшипников, второй комплект подшипников, выполненный с возможностью работы при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта, и устройство, выполненное с возможностью снабжения второго комплекта смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта, и также к турбинному двигательному узлу, содержащему такой двигатель, в частности для авиации. Термин «турбинный двигательный узел» используется не только для турбовального двигателя, но для турбовинтового двигателя или турбореактивного двигателя, содержащего или нет перепускной контур.
Благодаря этим конструкциям, возможно, сократить вес, размер, стоимость и сложность такой турбомашины и такого турбинного двигательного узла.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение может быть хорошо понято и его преимущества лучше представлены при прочтении следующего подробного описания вариантов осуществления, приведенных в качестве не ограничивающих примеров. Описание относится к сопровождающим чертежам, на которых:
Фиг. 1 - продольное сечение турбомашины;
Фиг. 2 - схема устройства подачи смазочного вещества предшествующего уровня техники;
Фиг. 3А, 3В, 3С и 3D - схемы, показывающие устройства подачи смазочного вещества, представляющие первый, второй, третий и четвертый варианты осуществления соответственно; и
Фиг. 4 - схема регенеративного теплообменника.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Турбомашина 1, более точно образующая часть турбовального двигательного узла винтокрылого летательного аппарата, иллюстративно показана на фиг. 1. Турбомашина 1 содержит секцию L низкой температуры, включающую в себя компрессор 2, и секцию H высокой температуры, включающую в себя камеру 3 сгорания и турбину 4. Турбина 4 и компрессор 2 соединены приводным валом 5, который поддерживается множеством подшипников, составляющих первый комплект подшипников 6L в секции L низкой температуры и второй комплект подшипников 6H в секции H высокой температуры. Учитывая их расположение, подшипники 6H в секции H высокой температуры имеют температуру, которая значительно выше температуры подшипников 6L в секции L низкой температуры.
Для того чтобы смазать подшипники 6L и 6H, такой двигатель обычно также включает в себя устройство снабжения подшипников смазочным веществом. Одно такое устройство предшествующего уровня техники показано на фиг. 2. Это устройство 110 подачи смазочного вещества содержит резервуар 111 и общий контур 112 смазочного вещества для снабжения подшипников 6L секции низкой температуры и подшипников 6H секции высокой температуры, вместе с контуром 113 для возврата смазочного вещества от подшипников 6L и 6H в резервуар 111. Как контур 112 подачи смазочного вещества, так и контур 113 возврата смазочного вещества могут включать в себя традиционное средство управления и/или мониторинга (не показано) для осуществления циркуляции смазочного вещества и мониторинга давления, температуры, наличия частиц и так далее, в контурах 112 и 113, такое как насосы, клапаны, обратные клапаны и/или фильтры. Кроме того, подающий контур 112 имеет теплообменник 114 для охлаждения смазочного вещества и отведения тепла, поглощенного в подшипниках 6L и 6H. В качестве примера, теплообменник 114 может являться теплообменником типа смазочное вещество-воздух для отведения тепла смазочного вещества к окружающему воздуху, теплообменником типа смазочное вещество-топливо для отведения тепла от смазочного вещества к топливному контуру двигателя, или их комбинацией.
Посредством этого устройства 110 подачи смазочного вещества предшествующего уровня техники, смазочное вещество, таким образом, доставляется к подшипникам 6L и 6H при по существу одинаковой температуре. Тем не менее, поскольку подшипники 6H в секции H высокой температуры имеют температуру, которая значительно выше, чем у подшипников 6L в секции L низкой температуры, смазочное вещество будет нагреваться более интенсивно в подшипниках 6H, чем в подшипниках 6L.
Таким образом, при общем расходе Dg смазочного вещества, равном 450 литров в час (л/ч), например, разделенном между расходом DL 300 л/ч, например, и расходом DH 150 л/ч, например, для подшипников 6L и 6H, соответственно, и доставляемом к обоим комплектам подшипников при общей температуре Ti 111°C, например, поток DL получает тепловую мощность PL от подшипников 6L, например, 1,7 киловатт (кВт), таким образом нагреваясь до температуры TO,L, равной 121°C, например, тогда как поток DH получает тепловую мощность PH от подшипников 6H, например, 4,9 кВт и нагревается до температуры TO,H, например, 171°C. Два отдельных потока DL и DH смешиваются вновь в резервуаре 111, где смазочное вещество таким образом принимает промежуточную температуру TR, например, 138°C. Для того чтобы охладить общий поток Dg до начальной температуры Ti, теплообменник 114, следовательно, должен отвести тепловую мощность PT, которая приблизительно эквивалентна сумме тепловых мощностей PL и PH, то есть 6,6 кВт для значений, приведенных выше в качестве примера. Для того чтобы отвести поток тепла, который переносится к смазочному веществу в частности подшипниками 6H, и таким образом избежать перегрева и возможного коксования и/или ускоренного окисления масла, теплообменник 114 должен иметь значительные размеры.
Фиг. 3А показывает первый вариант осуществления устройства 10 подачи смазочного вещества, позволяющего снизить требования к охлаждению смазочного вещества по сравнению с предшествующим уровнем техники. Это устройство 10 подачи смазочного вещества имеет резервуар 11, первый подающий контур 12L для подачи смазочного вещества к комплекту подшипников 6L в секции L низкой температуры, второй подающий контур 12H для подачи смазочного вещества к комплекту подшипников 6H в секции H высокой температуры, первый возвратный контур 13L для возврата смазочного вещества от комплекта подшипников 6L в резервуар 11 и второй возвратный контур 13H для возврата смазочного вещества от комплекта подшипников 6H в резервуар 11. Второй подающий контур 12H ответвляется от первого подающего контура 12L в точке 20 ответвления. Как и в предшествующем уровне техники, каждый контур 12H, 12L, 13H, и 13L может быть снабжен традиционным средством (не показано) формирования и управления циркуляцией смазочного вещества в контурах 12H, 12L, 13H, и 13L, таким как насосы, клапаны, обратные клапаны и/или фильтры.
В этом первом варианте осуществления, первый подающий контур 12L включает в себя теплообменник 14 выше по потоку от точки 20 ответвления для цели охлаждения смазочного вещества, которое подлежит доставке к обоим комплектам подшипников 6H и 6L. В качестве примера, этот теплообменник 14 может являться теплообменником типа смазочное вещество-воздух, для того чтобы отводить тепло от смазочного вещества к окружающему воздуху, теплообменником типа смазочное вещество-топливо, для того чтобы отводить тепло от смазочного вещества к топливному контуру двигателя, или их комбинацией.
Другой теплообменник 30 установлен между подающим контуром 12H и возвратным контуром 13H, для того чтобы нагревать смазочное вещество, которое подлежит подаче к подшипникам 6H, используя тепло, отведенное от смазочного вещества, возвращающегося от подшипников 6H. Такой регенеративный теплообменник 30 может быть образован особенно простым образом соосными трубками 31 и 32, использующимися в прямом и обратном направлениях смазочного вещества соответственно, как показано на фиг. 4.
С устройством 10, подшипники 6H секции H высокой температуры двигателя 1 и подшипники 6L секции L низкой температуры могут быть снабжены смазочным веществом при температурах, которые существенно различны. Более точно, смазочное вещество, доставляемое посредством контура 12H к подшипникам 6H, существенно более горячее, чем смазочное вещество, доставляемое посредством контура 12L к подшипникам 6L. Следовательно, разница температур между подшипниками 6H и смазочным веществом, которое доставляется к ним при работе посредством контура 12H, меньше, чем в устройстве 110 предшествующего уровня техники, таким образом снижая перенос тепла от подшипников 6H к смазочному веществу, и таким образом снижая общие требования к охлаждению смазочного вещества. Теплообменник 14 таким образом может иметь меньшие размеры, чем теплообменник 114 устройства 110 предшествующего уровня техники.
В двигателе, аналогичном двигателю, содержащему устройство 110, описанное выше для целей сравнения, комплект подшипников 6L секции L низкой температуры и комплект подшипников 6H секции H высокой температуры, таким образом, получают соответствующие расходы DL и DH смазочного вещества, равные 300 л/ч и 150 л/ч соответственно. Тепловая мощность PT, подлежащая отводу теплообменником 14, тем не менее может быть снижена, например, до 5,8 кВт, таким образом демонстрируя снижение в 12%, по сравнению с теплообменником 114 устройства 110 предшествующего уровня техники. При такой же температуре TR смазочного вещества в резервуаре 11 (138°C в этом примере), общий поток Dg охлаждается в теплообменнике 14 только до температуры Ti,L, которая выше температуры Ti сравниваемого устройства 110, например, до температуры Ti,L 115°C. Поток DL, доставляемый к подшипникам 6L, имеет эту температуру Ti,L и при получении в подшипниках 6L, тепловая мощность PL, которая аналогично может составлять 1,7 кВт тепла от подшипников 6L, возвращается в резервуар 11 при температуре TO,L, которая выше, чем в сравниваемом примере предшествующего уровня техники, например, при температуре TO,L 125°C.
Однако поток DH, доставляемый к подшипникам 6H, нагревается в теплообменнике 30 смазочным веществом, возвращающимся от этих подшипников 6H, до температуры Ti,H, которая выше температуры Ti,L. Например, температура Ti,H может составлять 135°C. Будучи доставленным при этой более высокой температуре Ti,H к подшипникам 6H, поток DH будет поглощать ощутимо меньше тепловой мощности PL вследствие меньшей разницы температур. При значениях, приведенных в качестве примера, эта тепловая мощность PL может составлять не более 4,1 кВт. Тем не менее, покидая подшипники 6H, смазочное вещество также будет достигать температуры TO,H, которая выше, чем в сравниваемом примере предшествующего уровня техники. В этом варианте осуществления, температура TO,H может составлять 185°C, например. Тем не менее, поскольку часть тепла от смазочного вещества, возвращающегося от подшипников 6H, затем переносится к смазочному веществу, поступающему в теплообменник 30, температура Tr,H этого потока DH при возвращении в резервуар может быть ниже температуры TO,H сравниваемого примера предшествующего уровня техники. Например, температура Tr,H может составлять 165°C.
Поскольку смазочное вещество, таким образом, достигает более высоких температур в подшипниках 6H, для того чтобы снизить количество тепловой мощности, которое поглощается, главным фактором, ограничивающим в настоящее время снижение тепловой мощности, которая поглощается, является наибольшая температура, которая может быть достигнута смазочным веществом. Поскольку авиационное смазочное вещество обычно имеет температуру коксования, лежащую в диапазоне от 180°C до 210°C, температура TO,H обычно должна лежать в этом диапазоне, непосредственно ниже температуры коксования используемого смазочного вещества. Помимо риска коксования смазочного вещества, другим фактором, ограничивающим наибольшую температуру смазочного вещества в подшипниках 6H, является наибольшая температура, которую могут выдержать сами подшипники 6H, при условии, что эти подшипники могут быть выполнены из материалов, которые особенно способны выдерживать высокие температуры, таких как, например, низкоуглеродистые стали, такие как стали M50 и M50NiL, азотированные стали, такие как сталь 32 CDV 13, согласно французскому авиационному стандарту AIR 9160, или керамические материалы.
Фиг. 3B показывает альтернативный вариант осуществления, который не содержит теплообменника 30 выше по потоку и дальше по ходу от подшипников 6H, но в котором теплообменник 14 помещен в контур 12L дальше по ходу от точки 20 ответвления. В этом втором варианте осуществления, следовательно, теплообменник 14 охлаждает только поток смазочного вещества, доставляемый к подшипникам 6L. Таким образом, даже без дополнительного теплообменника первого варианта осуществления, смазочное вещество, доставляемое к подшипникам 6H, горячее смазочного вещества, доставляемого к подшипникам 6L, поскольку только это смазочное вещество охлаждается теплообменником 14. Требования к охлаждению смазочного вещества, следовательно, более умеренные.
В двигателе, аналогичном двигателю, используемому с устройством 110, описанным выше в качестве сравнения, комплект подшипников 6L секции L низкой температуры и комплект подшипников 6H секции H высокой температуры, таким образом, принимает соответствующие потоки DL и DH, которые могут аналогично составлять 300 л/ч и 150 л/ч, например. Тепловая мощность PT, подлежащая отведению теплообменником 14, таким образом, может быть аналогично снижена, например, до 5,5 кВт, таким образом, демонстрируя снижение в 16%, по сравнению с теплообменником 114 устройства 110 предшествующего уровня техники. При той же температуре TR для смазочного вещества в резервуаре 11 (138°C в этом примере), теплообменник 14, охлаждающий только поток DL, даже когда отводит меньше тепла, может тем не менее вызвать падение температуры Ti,L ниже описанной Ti предшествующего уровня техники, например, вплоть до 104°C. При по существу такой же тепловой мощности PL, поглощенной в подшипниках 6L, этот поток DL смазочного вещества возвращается в резервуар 11 при температуре TO,L, которая существенно ниже температуры предшествующего уровня техники. Например, температура TO,L потока DL, возвращающегося в резервуаре 11, в этом варианте осуществления может составлять 114°C.
Более того, даже с небольшими тепловыми потерями в контуре 12H, поток DH смазочного вещества доставляется к подшипникам 6H при температуре Ti,H, которая всего немного ниже температуры TR смазочного вещества в резервуаре 11, и значит существенно выше температуры Ti,L. Например, температура Ti,H в этом варианте осуществления может составлять 135°C. Даже при температуре TO,H, которая значительно выше на выходе из подшипников 6H, например, при температуре 185°C, поток DH, следовательно, будет поглощать только относительно ограниченное количество тепловой мощности PL от подшипников 6H. Таким образом, при значениях, приведенных в качестве примера, мощность PL ограничена 4,2 кВт.
Фиг. 3C показывает третий вариант осуществления, сочетающий характеристики первого и второго вариантов осуществления. Таким образом, теплообменник 14 расположен ниже по потоку от точки 20 ответвления, как во втором варианте осуществления, но устройство 10 также включает в себя теплообменник 30, установленный между подающим контуром 12H и возвратным контуром 13H, как в первом варианте осуществления. Следовательно, он служит для охлаждения как смазочного вещества, поступающего к подшипникам 6L, так и смазочного вещества, поступающего к подшипникам 6H. Этот третий вариант осуществления более предпочтителен для устройств, которые имеют большое соотношение между расходом масла, доставляемого к подшипникам 6H, и расходом масла, доставляемого к подшипникам 6L.
Наконец, Фиг. 3D показывает четвертый вариант осуществления, аналогичный первому варианту осуществления, но с теплообменником 14, расположенным между первым и вторым возвратными контурами 13L и 13H и резервуаром 11. Смазочное вещество, таким образом, охлаждается выше по потоку, а не ниже по потоку от резервуара, что, в зависимости от тепловых характеристик резервуара 11, от его вместимости и от расхода циркулирующего смазочного вещества, может быть более или менее эффективным, по сравнению с конструкцией первого варианта осуществления.
Хотя настоящее изобретение описано со ссылкой на конкретные варианты осуществления, ясно, что различные модификации и изменения этих вариантов осуществления могут быть выполнены, не выходя за пределы объема изобретения, определенного формулой изобретения. В частности, отдельные характеристики различных показанных вариантов осуществления могут быть объединены в дополнительные варианты осуществления. Следовательно, описание и чертежи следует считать иллюстративными, а не ограничивающими.

Claims (10)

1. Способ подачи смазочного вещества для снабжения смазочным веществом турбомашины (1), содержащей по меньшей мере первый комплект подшипников (6L) и второй комплект подшипников (6H), причем как первый, так и второй комплекты снабжаются смазочным веществом, и второй комплект подшипников (6H) работает при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта, при этом способ отличается тем, что второй комплект подшипников (6H) снабжают смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта.
2. Способ подачи смазочного вещества по п. 1, в котором поток смазочного вещества охлаждают в теплообменнике (14) выше по потоку от первого комплекта подшипников (6L).
3. Способ подачи смазочного вещества по п. 1, в котором поток смазочного вещества нагревают выше по потоку от второго комплекта подшипников (6H), причем указанного нагрева достигают обменом тепла с потоком смазочного вещества, возвращающегося от второго комплекта подшипников (6H).
4. Способ подачи смазочного вещества по любому из пп. 1-3, в котором первый комплект подшипников (6L) снабжают смазочным веществом посредством первого контура (12L), а второй комплект подшипников (6H) снабжают смазочным веществом посредством второго контура (12H), ответвляющимся от первого контура.
5. Устройство (10) подачи смазочного вещества в турбомашину (1), содержащую первый комплект подшипников (6L) и второй комплект подшипников (6H), причем указанный второй комплект выполнен с возможностью работы при температуре, которая существенно выше, чем у указанного первого комплекта, при этом устройство (10) отличается тем, что оно выполнено с возможностью снабжения второго комплекта смазочным веществом при температуре, которая существенно выше, чем у первого комплекта.
6. Устройство (10) по п. 5, содержащее первый контур (12L) для подачи смазочного вещества к первому комплекту подшипников (6L) и второй контур (12H) для подачи смазочного вещества ко второму комплекту подшипников (6H), причем первый контур (12L) содержит точку (20) ответвления, ведущую ко второму контуру (12H).
7. Устройство (10) по п. 6, в котором первый контур (12L) содержит теплообменник (14) между указанной точкой (20) ответвления и первым комплектом подшипников (6L) для охлаждения потока смазочного вещества для первого комплекта подшипников (6L).
8. Устройство (10) по п. 6, в котором второй контур (12H) содержит теплообменник (30) для переноса тепла по меньшей мере от потока смазочного вещества, возвращающегося от второго комплекта подшипников (6H), к потоку смазочного вещества для подачи ко второму комплекту подшипников (6H).
9. Турбомашина (1), содержащая первый комплект подшипников (6L), второй комплект подшипников (6H), выполненный с возможностью работы при температуре существенно выше, чем у первого комплекта, и устройство (10) подачи смазочного вещества по любому из пп. 5-8.
10. Турбинный двигательный узел, в частности для авиации, содержащий турбомашину (1) по п. 9.
RU2013138383/06A 2011-01-19 2012-01-10 Способ и устройство подачи смазочного вещества RU2573077C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1150421 2011-01-19
FR1150421A FR2970504B1 (fr) 2011-01-19 2011-01-19 Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant
PCT/FR2012/050057 WO2012098324A1 (fr) 2011-01-19 2012-01-10 Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013138383A RU2013138383A (ru) 2015-02-27
RU2573077C2 true RU2573077C2 (ru) 2016-01-20

Family

ID=44482316

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013138383/06A RU2573077C2 (ru) 2011-01-19 2012-01-10 Способ и устройство подачи смазочного вещества

Country Status (11)

Country Link
US (2) US20140075916A1 (ru)
EP (1) EP2665900B1 (ru)
JP (1) JP5897602B2 (ru)
KR (1) KR101907228B1 (ru)
CN (1) CN103328779B (ru)
CA (1) CA2823670C (ru)
ES (1) ES2572003T3 (ru)
FR (1) FR2970504B1 (ru)
PL (1) PL2665900T3 (ru)
RU (1) RU2573077C2 (ru)
WO (1) WO2012098324A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2970504B1 (fr) * 2011-01-19 2013-02-08 Turbomeca Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant
FR3011277B1 (fr) * 2013-09-30 2018-04-06 Turbomeca Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur
US9909453B2 (en) 2015-05-19 2018-03-06 General Electric Company Lubrication system for a turbine engine
US10415429B2 (en) 2015-09-25 2019-09-17 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with high density roller packing
US10234018B2 (en) 2015-10-19 2019-03-19 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with under race lube scheme
ITUB20156062A1 (it) 2015-12-01 2017-06-01 Gen Electric Alloggiamento per l'uso in un motore a turboventilatore e procedimento di lavaggio di fluido da esso.
EP3369908B1 (en) * 2015-12-04 2020-02-05 Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. Turbocharger and engine system
DE102020122588A1 (de) 2020-08-28 2022-03-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Ölsystem eines Gasturbinentriebwerkes und Gasturbinentriebwerk

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2086996A (en) * 1980-11-11 1982-05-19 Bjoerck Lennart Motorkonsult Auxiliary lubrication system for turbo compressors
US4917218A (en) * 1989-04-03 1990-04-17 General Motors Corporation Secondary oil system for gas turbine engine
RU2132961C1 (ru) * 1994-05-05 1999-07-10 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Узел подшипниковых опор
RU2206755C1 (ru) * 2001-11-12 2003-06-20 Закрытое акционерное общество НПО "Турбодетандеры" Высокоскоростная турбомашина
EP1736650A2 (en) * 2005-06-22 2006-12-27 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
RU2388919C2 (ru) * 2004-11-25 2010-05-10 Снекма Двухкаскадный обтекаемый турбореактивный двигатель, соединительное устройство для воздушного потока и группа таких устройств, соединительная система для воздушного потока, а также турбомашина, включающая в себя такую систему

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4020632A (en) * 1975-07-17 1977-05-03 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Office Of General Counsel-Code Gp Oil cooling system for a gas turbine engine
JPS58183822A (ja) * 1982-04-19 1983-10-27 Mazda Motor Corp 排気タ−ビン過給機の潤滑構造
US4696156A (en) * 1986-06-03 1987-09-29 United Technologies Corporation Fuel and oil heat management system for a gas turbine engine
DE4135424A1 (de) * 1991-10-26 1993-04-29 Kurt Dr Ing Werner Akkumulator fuer druckumlaufschmierung
US5318151A (en) * 1993-03-17 1994-06-07 Ingersoll-Rand Company Method and apparatus for regulating a compressor lubrication system
GB2382117B (en) * 2001-10-05 2005-07-20 Hansen Transmissions Int Wind turbine gear unit lubrication
GB2388633B (en) * 2002-05-15 2006-03-08 Dana Automotive Ltd Engine lubrication system
GB0318400D0 (en) * 2003-08-06 2003-09-10 Rolls Royce Plc A fluid system
FR2873749B1 (fr) * 2004-07-28 2008-12-05 Renault Sas Procede et dispositif de refroidissement du lubrifiant dans un moteur
CN2742146Y (zh) * 2004-09-08 2005-11-23 中国石油天然气股份有限公司 燃气轮机润滑冷却系统二次冷却装置
JP2007327359A (ja) * 2006-06-06 2007-12-20 Ebara Corp 排熱発電装置、及びその運転方法
SE530241C2 (sv) * 2006-10-03 2008-04-08 Scania Cv Ab Arrangemang för att kyla olja i en växellåda i ett fordon
CN101169058B (zh) * 2006-10-26 2011-07-06 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种重型燃机机组润滑油和顶轴油系统
SE530802C2 (sv) * 2007-01-30 2008-09-16 Scania Cv Ab Arrangemang för att värma olja i en växellåda
FR2914365B1 (fr) * 2007-03-28 2012-05-18 Airbus France Systeme de refroidissement et de regulation en temperature d'equipements d'un ensemble propulsif d'aeronef.
JP2008255825A (ja) * 2007-04-02 2008-10-23 Toyota Motor Corp 過給機
US7997855B2 (en) * 2008-01-29 2011-08-16 General Electric Company Lubrication heating system and wind turbine incorporating same
US20090200114A1 (en) * 2008-02-08 2009-08-13 General Electric Company Thermal management system and wind turbine incorporating same
CN101981313B (zh) * 2008-07-04 2013-07-10 三菱重工业株式会社 风力发电装置
US8110106B2 (en) 2008-08-11 2012-02-07 Water Solutions, Inc. Anaerobic digester design and operation
WO2010044171A1 (ja) * 2008-10-17 2010-04-22 三菱重工業株式会社 風力発電装置
ATE517256T1 (de) * 2008-11-10 2011-08-15 Ecotecnia En Renovables Sl Windturbinen-schmiermittelsystem
US8438850B2 (en) * 2009-02-17 2013-05-14 General Electric Company Waste heat utilization for pre-heating fuel
DE102009048766A1 (de) * 2009-10-08 2011-04-14 Robert Bosch Gmbh Antriebsstrang und Windkraftanlage
EP2491245B1 (en) * 2009-10-23 2013-12-11 Vestas Wind Systems A/S A lubrication system for a gear system of a wind turbine providing emergency lubrication
US20130288843A1 (en) * 2010-10-15 2013-10-31 Vestas Wind Systems A/S Machine system having a lubrication system
US8899009B2 (en) * 2011-01-05 2014-12-02 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel anti-icing and APU compartment drain combination
FR2970504B1 (fr) * 2011-01-19 2013-02-08 Turbomeca Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant
EP2503148A1 (en) * 2011-03-21 2012-09-26 Siemens Aktiengesellschaft Wind turbine with an automatic liquid lubricant changing arrangement
US20120241258A1 (en) * 2011-03-23 2012-09-27 Pradip Radhakrishnan Subramaniam Lubricant supply system and method for controlling gearbox lubrication
US8869940B2 (en) * 2012-01-17 2014-10-28 General Electric Company Dual temperature oil control system and method for a wind turbine gearbox

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2086996A (en) * 1980-11-11 1982-05-19 Bjoerck Lennart Motorkonsult Auxiliary lubrication system for turbo compressors
US4917218A (en) * 1989-04-03 1990-04-17 General Motors Corporation Secondary oil system for gas turbine engine
RU2132961C1 (ru) * 1994-05-05 1999-07-10 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Узел подшипниковых опор
RU2206755C1 (ru) * 2001-11-12 2003-06-20 Закрытое акционерное общество НПО "Турбодетандеры" Высокоскоростная турбомашина
RU2388919C2 (ru) * 2004-11-25 2010-05-10 Снекма Двухкаскадный обтекаемый турбореактивный двигатель, соединительное устройство для воздушного потока и группа таких устройств, соединительная система для воздушного потока, а также турбомашина, включающая в себя такую систему
EP1736650A2 (en) * 2005-06-22 2006-12-27 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
PL2665900T3 (pl) 2016-08-31
FR2970504A1 (fr) 2012-07-20
RU2013138383A (ru) 2015-02-27
US20160348583A1 (en) 2016-12-01
JP5897602B2 (ja) 2016-03-30
CN103328779B (zh) 2015-08-26
US9708981B2 (en) 2017-07-18
CN103328779A (zh) 2013-09-25
WO2012098324A1 (fr) 2012-07-26
CA2823670A1 (fr) 2012-07-26
KR101907228B1 (ko) 2018-12-07
EP2665900B1 (fr) 2016-03-30
ES2572003T3 (es) 2016-05-27
US20140075916A1 (en) 2014-03-20
KR20140003489A (ko) 2014-01-09
FR2970504B1 (fr) 2013-02-08
EP2665900A1 (fr) 2013-11-27
JP2014503047A (ja) 2014-02-06
CA2823670C (fr) 2018-09-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2573077C2 (ru) Способ и устройство подачи смазочного вещества
US11174789B2 (en) Air cycle assembly for a gas turbine engine assembly
CN107061016B (zh) 热交换器组件、冷却流体的方法和燃气涡轮发动机
JP5325706B2 (ja) ガスタービンエンジンファン抽気熱交換器システム
US10352241B2 (en) Gas turbine engine thermal management system
US9051056B2 (en) Fuel heat management system
JP6259219B2 (ja) 熱交換器組立体およびガスタービンエンジン組立体
JP5872604B2 (ja) 発電ユニット及びこのような発電ユニットを作動させる方法
US20140182264A1 (en) Aircraft engine systems and methods for operating same
JP2017198204A (ja) ヒートパイプを使用してオイルリザーバ及び出口ガイドベーンを熱的に統合するためのシステム及び方法
JP2016196881A (ja) ターボ機械のためのヒートパイプ温度管理システム
CN106401752A (zh) 冷却系统
CN106988887A (zh) 燃气涡轮发动机流体冷却系统及其组装方法
US20130086909A1 (en) Oil cooling system
JPS62298626A (ja) 熱エネルギを分配する方法及び装置
JP2011521152A (ja) ガスタービンエンジンにおいて燃料を制御するための方法及び装置
US20170058774A1 (en) Fuel recirculation thermal management system
US9341119B2 (en) Cooling air system for aircraft turbine engine
EP3054126A1 (en) Heat exchangers for thermal management systems
US20220185485A1 (en) Air conditioning system equipped with a system for the thermal management of oil and of pressurized air
US20190309665A1 (en) System for cooling a circuit of a first fluid of a turbomachine
JP2005133724A (ja) ガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置
US20220307422A1 (en) Turbine engine system equipped with a fuel deoxygenation system and turboelectric power system
EP3054127B1 (en) Thermal management system for gas turbine engines

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner