RU2614470C1 - Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine - Google Patents
Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614470C1 RU2614470C1 RU2016110104A RU2016110104A RU2614470C1 RU 2614470 C1 RU2614470 C1 RU 2614470C1 RU 2016110104 A RU2016110104 A RU 2016110104A RU 2016110104 A RU2016110104 A RU 2016110104A RU 2614470 C1 RU2614470 C1 RU 2614470C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- cavity
- turbomachine
- line
- intake
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройств для смазки подшипников роторов турбомашины.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and relates to devices for lubricating bearings of turbomachine rotors.
Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости (патент RU №2522748, класса F02C 7/06, опубликован 20.07.2014 г.).A device is known for lubricating the support bearing of a rotor of a turbomachine, comprising a pump out, a suction pipe of which is connected to a drain line of the oil cavity (patent RU No. 2522748, class F02C 7/06, published July 20, 2014).
К недостатку известной конструкции следует отнести единственную сливную магистраль масляной полости с заборником масла в нижней точке, сообщенную с всасывающей магистралью откачивающего насоса, расположенного снаружи полости. Как известно, скорость течения масла во всасывающих и сливных магистралях ограничена (07…1,5 м/с) для получения приемлемых гидравлических потерь, что объясняется нулевым или малым избыточным давлением между масляной полостью опорного подшипника и входом в откачивающий насос. Поэтому площадь поперечного сечения сливной магистрали значительно увеличена, что привело к необходимости увеличить толщину нижней вертикальной стойки в проточной части корпуса турбомашины, через которую проходит сливная магистраль.The disadvantage of the known design should include the only drain line of the oil cavity with an oil intake at the lower point, in communication with the suction line of the pumping pump located outside the cavity. As you know, the flow rate of oil in the suction and drain lines is limited (07 ... 1.5 m / s) to obtain acceptable hydraulic losses, which is explained by zero or low excess pressure between the oil cavity of the support bearing and the inlet to the pump out. Therefore, the cross-sectional area of the drain line has been significantly increased, which has led to the need to increase the thickness of the lower vertical strut in the flow part of the turbomachine body through which the drain line passes.
Увеличение габаритов нижней и вертикальной стоек в корпусе турбомашины приводит к росту неравномерности поля скоростей газового потока, обтекающего стойки в проточной части корпуса, что снижает КПД турбомашины.An increase in the dimensions of the lower and vertical struts in the turbomachine housing leads to an increase in the unevenness of the velocity field of the gas stream flowing around the struts in the flow part of the housing, which reduces the efficiency of the turbomachine.
Для сокращения габаритов нижней вертикальной стойки корпуса можно было бы использовать дополнительную сливную магистраль, проходящую через ближайшую к нижней наклонную боковую стойку корпуса турбомашины, однако при этом заборник масла этой сливной магистрали будет расположен выше заборника масла основной сливной магистрали и, следуя рациональному способу отвода масла из масляных полостей подшипниковых опор ротора двигателя, эта сливная магистраль должна быть оборудована автономным откачивающим насосом, что усложняет конструкцию устройства.To reduce the dimensions of the lower vertical rack of the housing, an additional drain line could be used passing through the inclined side rack of the turbomachine closest to the bottom, but the oil intake of this drain line would be located above the oil intake of the main drain line and, following the rational method of draining oil from oil cavities of the bearings of the rotor of the engine, this drain line must be equipped with an autonomous evacuation pump, which complicates the design of construction.
Задача изобретения - оптимизировать процесс слива масла из масляной полости опорного подшипника ротора турбомашины.The objective of the invention is to optimize the process of draining oil from the oil cavity of the support bearing of the rotor of the turbomachine.
Указанная задача решается тем, что в известном устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости, согласно изобретению снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса.This problem is solved by the fact that in the known device for lubricating the support bearing of a rotor of a turbomachine, comprising a pump, the suction pipe of which is connected to a drain pipe of an oil cavity, according to the invention, a compensation tank is installed outside the oil cavity, the upper cavity of which is connected to a drain pipe, the latter made of two autonomous pipelines connected in parallel to the oil cavity in such a way that the oil intake of one of the pipelines is placed in the lower parts of the cavity, and the other oil intake is higher than the first, and the lower cavity of the compensation tank is in communication with the suction line of the pump out.
Наличие двух трубопроводов в сливной магистрали масляной полости позволяет сократить габариты нижней стойки в проточной части корпуса до размера остальных стоек, что увеличивает равномерность поля скоростей газового потока, обтекающего стойки, и уменьшает загромождение проходного сечения проточной части турбомашины.The presence of two pipelines in the drain line of the oil cavity allows reducing the dimensions of the lower strut in the flowing part of the casing to the size of the remaining struts, which increases the uniformity of the velocity field of the gas stream flowing around the struts and reduces clutter of the passage section of the flowing part of the turbomachine.
Технический результат от использования изобретения - увеличение КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повышение надежности работы маслосистемы при останове.The technical result from the use of the invention is to increase the efficiency of a turbomachine by reducing hydraulic losses in the flow part of the housing and increasing the reliability of the oil system during shutdown.
На чертеже показана принципиальная гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.The drawing shows a schematic hydraulic diagram of a rotor support of an aircraft twin-rotor gas turbine engine.
Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины включает в себя масляную полость 1 и два откачивающих насоса 2 и 3, один из которых (2) расположен внутри полости и имеет привод от ротора 4 низкого давления, а другой (3) расположен снаружи полости и имеет привод от ротора 5 высокого давления. Масляная полость оборудована сливной магистралью, состоящей из двух трубопроводов 6 и 7 с заборниками масла 8 и 9 соответственно. Трубопровод 6 выходит из масляной полости 1 через нижнюю стойку корпуса турбомашины, его заборник 8 расположен внизу полости, а трубопровод 7 проходит через ближайшую боковую стойку, следовательно, его заборник 9 расположен в полости выше заборника 8. Выходные концы трубопроводов 6, 7 выведены в расположенную снаружи масляной полости 1 компенсационную емкость 10, нижняя полость которой подключена к всасывающей магистрали 11 откачивающего насоса 3. Магистрали откачки 12 и 13 откачивающих насосов 2 и 3 объединены и сообщены через магистраль 14 с воздухоотделителем 15, установленным внутри маслобака 16. Подача масла в масляную полость 1 производится от нагнетающего насоса 17 через магистраль 18.A device for lubricating the support bearing of a turbomachine rotor includes an
Суфлирование масляной полости 1 осуществляется через магистраль 19 в маслобак 16 через воздухоотделитель 20.The venting of the
При запуске турбомашины первым вступает в работу нагнетающий насос 17, так как он приводится во вращение от ротора высокого давления 5, раскручиваемого от стартера. Масло из маслобака 16 поступает на вход нагнетающего насоса 17 и по магистрали 18 подводится к форсункам масляной полости 1. Одновременно с насосом 17 включается в работу откачивающий насос 3 и компенсационная емкость 10 мгновенно освобождается от остатков масла, слитого в нее из масляной полости 1 при последнем останове турбомашины, после чего в емкость сливается масло через заборник масла 8 по трубопроводу 6. На повышенных режимах работы турбомашины поднимается уровень масла в масляной полости 1 из-за интенсификации барботажа масла и образования в ней масловоздушной эмульсии и маслозаборник 9 заполняется маслом, перекрывая доступ воздуху из верхней части масляной полости в компенсационную емкость 10. При этом включается в работу и другой трубопровод 7 сливной магистрали, а внутри компенсационной емкости появляется разрежение. Под действием перепада давлений между масляно полостью 1 и компенсационной емкостью 10 масло по трубопроводам 6 и 7 перетекает через нее во всасывающую магистраль 11 откачивающего насоса 3.When the turbomachine starts up, the
Чтобы обеспечить избыточность системе откачки масла, предусмотрен второй откачивающий насос 2, встроенный внутрь масляной полости 1, с приводом от ротора низкого давления 11. При совместной работе откачивающих насосов 2 и 3 масло поступает в магистрали откачки 12, 13 и далее через магистраль 14 попадает в воздухоотделитель 15, встроенный внутрь маслобака 16.In order to ensure redundancy in the oil pumping system, a
При останове турбомашины прекращается подача масла в масляную полость 1 и уровень масла в ней падает, а маслозаборник 9 обнажается. Масло из трубопровода 7 сливается в компенсационную емкость 10 по наклонной боковой стойке корпуса турбомашины, а воздух из верхней полости емкости устремляется по трубопроводу в освободившуюся от масла часть объема масляной полости и далее через магистраль 19 суфлируется через воздухоотделитель 20 в свободный объем маслобака 16.When the turbomachine stops, the oil supply to the
Таким образом, на каком-то промежуточном этапе работы турбомашины трубопровод 7 становится не маслопроводом, а элементом системы суфлирования, то есть приобретает новое свойство, которое позволяет подготовить компенсационную емкость 10 к приему всех излишков масла, которые скапливаются в горячем картере масляной полости после останова, что исключает перегрев масла и его коксование, так как компенсационная емкость не контактирует с нагретыми элементами турбомашины.Thus, at some intermediate stage of the operation of the turbomachine, the
Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины и повысить надежность работы маслосистемы при ее останове.The implementation of the invention will increase the efficiency of the turbomachine and increase the reliability of the oil system when it is stopped.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016110104A RU2614470C1 (en) | 2016-03-21 | 2016-03-21 | Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016110104A RU2614470C1 (en) | 2016-03-21 | 2016-03-21 | Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2614470C1 true RU2614470C1 (en) | 2017-03-28 |
Family
ID=58505481
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016110104A RU2614470C1 (en) | 2016-03-21 | 2016-03-21 | Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2614470C1 (en) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2117794C1 (en) * | 1995-03-27 | 1998-08-20 | Акционерное общество открытого типа "А.Люлька-Сатурн" | Lubricating system of gas-turbine engine |
RU2243393C1 (en) * | 2003-06-05 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Oil system of aircraft gas-turbine engine |
RU2273745C1 (en) * | 2004-10-13 | 2006-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Oil system of gas-turbine engine |
US20070039305A1 (en) * | 2005-08-19 | 2007-02-22 | General Electric Company | Lubricating Oil Heat Recovery System for Turbine Engines |
FR2903450A1 (en) * | 2006-07-07 | 2008-01-11 | Snecma Sa | Oil particle charged air flow treatment method for e.g. turbofan engine, involves passing oil particle charged air flow into coking box so that air flow is heated to preset temperature for coking oil particles contained in air flow |
RU2522748C1 (en) * | 2013-05-15 | 2014-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Device to lubricate journal bearing of turbomachine rotor |
-
2016
- 2016-03-21 RU RU2016110104A patent/RU2614470C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2117794C1 (en) * | 1995-03-27 | 1998-08-20 | Акционерное общество открытого типа "А.Люлька-Сатурн" | Lubricating system of gas-turbine engine |
RU2243393C1 (en) * | 2003-06-05 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Oil system of aircraft gas-turbine engine |
RU2273745C1 (en) * | 2004-10-13 | 2006-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Oil system of gas-turbine engine |
US20070039305A1 (en) * | 2005-08-19 | 2007-02-22 | General Electric Company | Lubricating Oil Heat Recovery System for Turbine Engines |
FR2903450A1 (en) * | 2006-07-07 | 2008-01-11 | Snecma Sa | Oil particle charged air flow treatment method for e.g. turbofan engine, involves passing oil particle charged air flow into coking box so that air flow is heated to preset temperature for coking oil particles contained in air flow |
RU2522748C1 (en) * | 2013-05-15 | 2014-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Device to lubricate journal bearing of turbomachine rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20170096910A1 (en) | Turbine Engine Oil Reservoir with Deaerator | |
CN105143787B (en) | Bearing of compressor cools down | |
US8601785B2 (en) | Oil supply system with main pump deaeration | |
JP2014122625A (en) | Combined sump service part | |
RU2353786C1 (en) | Gas-turbine engine oil system | |
FR2903757A1 (en) | Lubricating oil collection circuit for e.g. turbine, has pump that communicates with bearing housing by using buffer oil reservoir, where reservoir is provided in grid that performs oil de-aeration function | |
RU2480600C1 (en) | Oil system of power gas turbine plant | |
RU2374469C1 (en) | Aircraft gas turbine engine oil system | |
RU2614470C1 (en) | Device to lubricate support rotor bearing of turbomachine | |
RU2578784C1 (en) | Aircraft gas turbine engine oil system | |
AU2016293096B2 (en) | Drainage apparatus for a motorcompressor and motorcompressor therewith | |
US20240183314A1 (en) | Fuel supply system for an aircraft engine | |
JP6452885B2 (en) | Rotating electric machine with shaft seal device | |
RU2535518C1 (en) | Oil system of power gas turbine unit | |
ITCO20090059A1 (en) | A COMPRESSOR UNIT AND A METHOD FOR PROCESSING A WORKING FLUID | |
RU2273745C1 (en) | Oil system of gas-turbine engine | |
CN106246326A (en) | Subsidiary engine cooling system and method | |
RU2618996C1 (en) | Oil system of gas-turbine engine | |
RU2612547C1 (en) | Device to lubricate journal bearing of twin-rotor turbomachine | |
RU2649377C1 (en) | Oil-gas turbine engine system | |
RU2277176C1 (en) | Oil system of gas-turbine engine | |
RU2592560C1 (en) | Oil system of aircraft jet turbine engine | |
CN205876471U (en) | Auxiliary engine cooling system | |
RU2623854C1 (en) | Method of greasing and cooling front support of the rotor of the gas turbine engine | |
RU2412378C1 (en) | Vane pump |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |