RU2639262C1 - Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины - Google Patents
Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2639262C1 RU2639262C1 RU2017101336A RU2017101336A RU2639262C1 RU 2639262 C1 RU2639262 C1 RU 2639262C1 RU 2017101336 A RU2017101336 A RU 2017101336A RU 2017101336 A RU2017101336 A RU 2017101336A RU 2639262 C1 RU2639262 C1 RU 2639262C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- intakes
- rotor
- cavity
- intake
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета (ГТД). Патрубок подвода масла выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов, снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, при этом заборники снабжены автономными грузовыми шариковыми клапанами. Эта особенность позволит при перевернутом полете или полете с отрицательными перегрузками исключить уход масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора ГТД и избежать режим «масляное голодание» двигателя при выполнении самолетом фигур высшего пилотажа (не менее 30 с). 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета.
Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащее расположенный в масляной полости подшипниковой опоры откачивающий насос, к входу которого подключен патрубок подвода масла с размещенным на его конце заборником (RU №2522748, МПК F02C 7/06, опубл. 20.07.2014 – прототип).
Известное устройство не обеспечивает нормальное питание опоры ротора турбомашины маслом в условиях выполнения маневренным самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательной силой тяжести) из-за перетекания масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора, что приводит к падению давления в системе подачи масла в двигатель (режим «масляное голодание»). Известные в технике авиадвигателестроения приемы, позволяющие поддерживать давление в системе подачи масла в двигатель в условиях фигурного полета самолета (установка в системе подачи масла масляного аккумулятора или отсека отрицательных перегрузок с инерционным заборником в маслобаке) - кратковременного действия (≈5-10 с), кроме того, значительно усложняют конструкцию маслосистемы и увеличивают массу двигателя.
Задача изобретения - создание устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, обеспечивающего восполнение циркуляционного объема масла в маслобаке за счет возврата в него масла, поступающего в масляную полость опорного подшипника ротора турбомашины при выполнении самолетом фигурных полетов. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с).
Задача решается тем, что в устройстве для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, содержащем расположенный в масляной полости опорного подшипника откачивающий насос, ко входу которого подключен патрубок подвода масла с размещенным на его конце заборником, согласно изобретению патрубок подвода выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов, снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, при этом заборники снабжены автономными грузовыми шариковыми клапанами, причем заборник, расположенный в нижней части масляной полости, снабжен нормально открытым грузовым клапаном, а заборник, расположенный в верхней ее части, снабжен нормально закрытым грузовым клапаном.
Выполнение патрубка подвода масла к откачивающему насосу в виде двух сообщающихся между собой трубопроводов (выполненного как одно целое), снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, обеспечивает стабильное давление в системе подачи масла за счет восполнения объема масла в циркуляционном отсеке маслобака путем его забора из противоположенных частей масляной полости в зависимости от положения самолета при выполнении им фигурных полетов.
Оборудование верхнего заборника нормально закрытым грузовым клапаном, а нижнего нормально открытым грузовым клапаном и срабатывание их в противофазах позволяют исключить подсос воздуха во всасывающую полость откачивающего насоса, что обеспечивает надежность работы системы смазки при эволюциях самолета.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная гидравлическая схема опор ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.
Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит установленный внутрь масляной полости 1 откачивающий насос 2, приводимый во вращение от ротора 3 низкого давления. К фланцу 4 насоса 2 крепится патрубок 5 подвода масла, состоящий из двух трубопроводов 6 и 7, сообщающихся между собой, в частном случае реализации выполненных за одно целое, один из которых расположен в верхней части масляной полости 1, а другой в нижней ее части. На концах трубопроводов 6 и 7 крепятся заборники 8, 9 с каналами 10 для прохода масла внутрь заборника. Внутри заборников 8, 9 смонтированы автономные грузовые шариковые клапаны так, что в заборнике 8 трубопровода 6 установлен нормально закрытый клапан 11, а в заборнике 9 трубопровода 7 нормально открытый клапан 12. Каналы 10 выполнены со стороны торцов заборников 8, 9 и обеспечивают прямой проток масла через заборники в трубопроводы 6 и 7 патрубка 5, что позволяет разгрузить клапаны 11 и 12 от гидравлических сил, возникающих при обтекании их маслом, и исключить несанкционированное срабатывание клапанов 11 и 12 («присасывание» шаровых затворов к уплотнительным седлам заборников).
Устройство содержит нагнетающий насос 13, приводимый во вращение от ротора 14 высокого давления. Вход в нагнетающий насос 13 подключен к маслобаку 15, а выход через магистраль 16 сообщен с коллектором форсунок 17 подачи масла к опорным подшипникам ротора газотурбинного двигателя. Выход из откачивающего насоса 2 через магистраль 18 и воздухоотделитель 19 сообщен с маслобаком 15.
Суфлирование масляной полости 1 осуществляется через кольцеобразную полость между роторами 3 и 14 по магистрали 20 суфлирования в маслобак 15 через маслоотделитель 21.
При работе газотурбинного двигателя приводится во вращение от ротора 14 нагнетающий насос 13. Масло из маслобака 15 поступает на вход нагнетающего насоса 13 и далее по напорной магистрали 16 попадает в масляную полость 1 к коллектору форсунок 17. При горизонтальном полете самолета, а также при положительных перегрузках, клапан 11 под действием сил тяжести перемещается внутри заборника 8 вниз и перекрывает проходное сечение трубопровода 6 патрубка 5, препятствуя попаданию воздуха в него из верхней воздушной части масляной полости 1 через каналы 10, при этом шаровой затвор клапана 12 перемещается в нижнюю часть заборника 9 и раскрывает проходное сечение трубопровода 7 патрубка 5 для прохода масла через каналы 10 к входному фланцу 4 откачивающего насоса 2, который переправляет его через откачивающую магистраль 18 и воздухоотделитель 19 в маслобак 15.
При перевернутом полете самолета и полете с отрицательной силой тяжести попадающая в масляную полость 1 смазка отбрасывается в верхнюю часть масляной полости. Шаровой затвор клапана 11 перемещается в верхнюю часть заборника 8, раскрывая проходное сечение трубопровода 6 в патрубке 5. Масло через каналы 10 в заборнике 8, минуя шаровой затвор клапана 11, по трубопроводу 6 поступает к входному фланцу 4 откачивающего насоса 2 и далее по откачивающей магистрали 18 попадает через воздухоотделитель 19 в маслобак 15. Клапан 12 под действием отрицательной силы тяжести перемещается в верхнюю часть заборника 9 и перекрывает проходное сечение трубопровода 7, препятствуя проходу воздуха на вход откачивающего насоса 2 из нижней части масляной полости 1. Суфлирование масляной полости 1 при всех эволюциях самолета производится через центральную часть масляной полости 1, используя кольцеобразную полость между роторами 3, 14 и масляную полость переднего опорного подшипника ротора турбомашины.
Claims (1)
- Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины, содержащее расположенный в масляной полости опорного подшипника откачивающий насос, ко входу которого подключен патрубок подвода масла, отличающееся тем, что патрубок подвода выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов, снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, при этом заборники снабжены автономными грузовыми шариковыми клапанами, причем заборник, расположенный в нижней части масляной полости, снабжен нормально открытым грузовым клапаном, а заборник, расположенный в верхней ее части, снабжен нормально закрытым грузовым клапаном.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017101336A RU2639262C1 (ru) | 2017-01-16 | 2017-01-16 | Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017101336A RU2639262C1 (ru) | 2017-01-16 | 2017-01-16 | Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2639262C1 true RU2639262C1 (ru) | 2017-12-20 |
Family
ID=60718754
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017101336A RU2639262C1 (ru) | 2017-01-16 | 2017-01-16 | Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2639262C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4284174A (en) * | 1979-04-18 | 1981-08-18 | Avco Corporation | Emergency oil/mist system |
US5160251A (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
RU2136931C1 (ru) * | 1998-05-12 | 1999-09-10 | Открытое акционерное общество "Рыбинские моторы" | Маслосистема газотурбинного двигателя с устройством для резервирования |
RU2243393C1 (ru) * | 2003-06-05 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
RU2273746C2 (ru) * | 2004-06-09 | 2006-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя |
RU2522748C1 (ru) * | 2013-05-15 | 2014-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины |
-
2017
- 2017-01-16 RU RU2017101336A patent/RU2639262C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4284174A (en) * | 1979-04-18 | 1981-08-18 | Avco Corporation | Emergency oil/mist system |
US5160251A (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
RU2136931C1 (ru) * | 1998-05-12 | 1999-09-10 | Открытое акционерное общество "Рыбинские моторы" | Маслосистема газотурбинного двигателя с устройством для резервирования |
RU2243393C1 (ru) * | 2003-06-05 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
RU2273746C2 (ru) * | 2004-06-09 | 2006-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя |
RU2522748C1 (ru) * | 2013-05-15 | 2014-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11098644B2 (en) | Gas turbine engine buffer system | |
US10458330B2 (en) | Auxiliary oil system for geared gas turbine engine | |
US20140331639A1 (en) | Turbomachine Lubrication System with an Anti-Siphon Valve for Windmilling | |
US20100065374A1 (en) | Continuous supply fluid reservoir | |
RU2670711C9 (ru) | Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки | |
US20140076661A1 (en) | Lubrication system having porous feature | |
US20150315933A1 (en) | Pressure fed oil drain for gas turbine engine sump | |
EP3623589B1 (en) | Bearing compartment oil auto-ignition mitigation | |
US10711645B2 (en) | Multiple reservoir lubrication system | |
RU2468227C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
US11236637B2 (en) | Auxiliary lubrication system with flow management valve | |
RU2374469C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2639262C1 (ru) | Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины | |
US8961100B2 (en) | Valve for controlling flow of a turbomachine fluid | |
US20130247538A1 (en) | Oil discharge device and turbomachine comprising such a device | |
CN104093941B (zh) | 自适应喷射器系统 | |
US10975725B2 (en) | Turbojet engine comprising a simplified bearing lubrication unit | |
US3147913A (en) | Gas turbine engine | |
RU2539928C1 (ru) | Маслосистема газотурбинного двигателя | |
RU2522713C1 (ru) | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя | |
US10808628B2 (en) | Hydromechanical cutoff device with hysteresis for a turbomachine lubrification system | |
RU2383753C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
US2578275A (en) | Air-free lubricant pump discharge system | |
RU2256810C1 (ru) | Система суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя | |
RU2364738C1 (ru) | Система топливопитания газотурбинного двигателя |