Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .размещение опор, смазка – F02C 7/06

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного теплонапряженного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. В маслосистеме для повышения эффективности охлаждения масла в топливомасляном теплообменнике используется хладоресурс топлива, поступающего в форсажную камеру сгорания при работе двигателя на форсажном режиме. Для этого топливомасляный теплообменник выполнен в виде двух секций, в которых топливные полости в теплообменных матрицах выполнены раздельными и подключенными к разным магистралям подвода топлива (в основную или форсажную камеры сгорания), а масляные полости сообщены между собой через управляемый двухпозиционный распределительный клапан. Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя путем обеспечения стабильного давления в магистрали подачи масла при переключении режимов работы двигателя (с основного на форсажный и обратно), что достигается выравниванием гидравлических характеристик масляных трактов течения масла. 1 ил.

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения. В одной из опор ротора используют роликовый подшипник с овальной беговой дорожкой кольца подшипника, связанного силовыми элементами со статором двигателя. Установку подшипника на опоре осуществляют таким образом, что большая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, при этом жесткость опоры и параметр овала дорожки качения кольца подшипника выбирают из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет предотвратить резонанс ротора на критической частоте его вращения. 2 ил.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5 2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим. Технический результат изобретения - снижение балластной полетной массы и упрощение конструкции. 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора. Для этого откачивающий насос в масляной полости опорного подшипника ротора выполнен конструктивно двухсекционным. Секции кинематически связаны, а гидравлически разобщены между собой. Одна из секций насоса выполняет функции гидравлического привода другой, для чего ее масляная полость последовательно включена в магистраль подвода масла в коллектор форсунок подачи масла. Как правило, давление подачи масла в несколько раз превышает давление масла в магистрали откачки, что позволяет преобразовать некоторую часть потенциальной энергии давления подачи масла в кинетическую энергию вращения шестерен откачивающего насоса. Такое решение позволит отказаться от использования редуктора, понижающего число оборотов при передаче вращения от ротора турбомашины к откачивающему насосу и упростить конструкцию опоры ротора турбомашины. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой проблемным насосом, нарушается, и она начинает переполняться маслом, которое быстро перегревается. Переполнение масляной полости маслом сопровождается его уходом из маслобака, что грозит потерей масла и появлению на двигателе режима «масляное голодание». Технический результат изобретения - возможность корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла проблемного откачивающего насоса, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, и избежать появления дефектов на двигателе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом. Разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости. На входе полость соединена с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость образована верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром. Щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки. Отношение шага кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом составляет 1 2. Отношение высоты кольцевых микрогребешков к радиальному зазору 0,8 1,8. Отношение длины торцевой поверхности кольцевого микрогребешка к радиальному зазору 0,3 0,8. Отношение радиального зазора между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом 1,5 2,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 2 ил.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре. Газотурбинная установка дополнительно снабжена тепловым насосом, содержащим последовательно соединенные, по меньшей мере, один испарительный теплообменник, одно устройство повышения давления, один конденсаторный теплообменник, одно устройство понижения давления. Вход испарительного теплообменника подключен к выходу устройства воздухоподготовки газотурбинного двигателя. Выход испарительного теплообменника соединен с входом компрессора. Вход конденсаторного теплообменника соединен с устройством подачи топлива, а выход - с теплообменником подогрева топлива. Изобретение направлено на повышение экономичности газотурбинной установки с различными газовыми и жидкими топливами, на снижение влияния параметров атмосферного воздуха на параметры ее работы, а также на повышение безопасности системы подогрева топлива газотурбинной установки. 1 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник. Роликоподшипник снабжен зигзагообразным упругим элементом с прорезями. Длина прорезей, выполненных на зигзагообразном упругом элементе роликоподшипника, меньше в 1,5 5 раз длины прорезей, выполненных на упругом элементе шарикоподшипника. Изобретение позволяет повысить надежность опоры газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки. Одно из поддерживающих ребер газосборника может быть установлено между штуцерами магистрали маслоудаления а ступенчатая втулка может быть изготовлена из монолитного стального прутка. Технический результат - повышение надежности газосборника и за счет этого увеличение эксплуатационной надежности двигателя, увеличение ресурса, упрощение и улучшение качества его ремонта. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника. Болты, присоединяющие первую часть узла подшипника к статору турбомашины, имеют направление завинчивания, противоположное направлению вращения ротора турбомашины. Изобретение позволяет исключить вывинчивание болтов при разбалансировке ротора турбомашины. 5 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 табл.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования. Сплошной фланец предназначен для аксиального упора в кольцевой радиальный фланец уплотнительной втулки. Средства тангенциального блокирования выполнены на выходной стороне аксиальной цилиндрической части шейки и предназначены для тангенциального блокирования уплотнительной втулки относительно коренной шейки. Узел включает в себя кольцевой радиальный фланец, содержащий смазочное кольцо, смазочное кольцо находится в поверхностном контакте с внутренней поверхностью шейки, которое своим входным краем аксиально упирается в радиальный кольцевой фланец аксиального упора, выполненный в шейке. Достигается ограничение износов за счет разнесения тангенциальных и аксиальных напряжений в коренной шейке. 4 н. и 18 з.п. ф-лы, 25 ил.

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

Турбинная установка, содержащая, по меньшей мере, одно первое и одно второе рабочие колеса, вал и систему подшипников. Задние поверхности рабочих колес обращены друг к другу. На валу ротора установлены радиальные рабочие колеса. В области обоих радиальных рабочих колес установлены упорные подшипники, соответственно, с одной половиной подшипника ротора и одной половиной подшипника статора. Половина подшипника ротора расположена на задней поверхности сопряженного радиального рабочего колеса. Первое радиальное рабочее колесо выполнено неразъемным. Второе радиальное рабочее колесо с возможностью демонтажа соединено с валом ротора. Вал ротора на выходе из первого радиального рабочего колеса в направлении второго рабочего колеса сужается или имеет постоянный диаметр. Изобретение позволяет упростить монтаж и демонтаж рабочих колес, а также улучшить возможности технического обслуживания. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3). Для всех винтов предусмотрен зазор (4) между каждым передним отверстием (10) и проходящим через него предохранительным винтом (3), позволяющий избежать за счет указанного зазора любого контакта между передним отверстием (10) и предохранительным винтом (3). Передняя часть (1) и задняя часть (2) опоры подшипника контактируют друг с другом, по меньшей мере, двумя параллельными поверхностями боковин различных диаметров, формирующими наружные и внутренние средства центровки, образующими средство двойной центровки и взаимодействующими друг с другом для обеспечения осевого выравнивания одной из указанных частей относительно другой части. Обеспечивается лучший контроль за функцией разъединения за счет устранения усилий сдвига на предохранительном винте, а также возможность устранить овальную деформацию опоры подшипника. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей. Турбомашина содержит ротор высокого давления, ротор низкого давления, подшипник, расположенный между роторами, опору с втулкой уплотнения и систему подачи и отвода масла в масляную емкость ротора низкого давления. На втулке уплотнения ротора низкого давления выполнены сливное отверстие и кольцевой бурт. Расстояние от днища масляной емкости до верха бурта на втулке ротора низкого давления не менее 1,8 глубины масляной емкости. Изобретение позволяет повысить эффективность эвакуации масла из полости ротора низкого давления, а также снизить невозвратный расход масла. 1 ил.

Изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении. Способ детонационного сжигания топливной смеси, непрерывно поступающей в прямоточную камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью, заключается в том, что в качестве топлива используется водородовоздушная смесь постоянного во времени состава, направляемая в осесимметричный конвергентно-дивергентный сопловой канал параллельно оси и сжигаемая в стационарной самоподдерживающейся волне детонации. Волна детонации формируется в расширяющейся части канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков при выполнении следующего условия: скорость газа на входе в канал превосходит скорость детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. Изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания водородовоздушных смесей в самоподдерживающейся стационарной волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе. 4 ил.

Изобретение относится к опоре роторов турбин высокого и низкого давления высокотемпературного газотурбинного двигателя, интегрированной с сопловым аппаратом турбины низкого давления. Опора включает в себя наружный корпус, внутренний корпус с газовоздушными уплотнениями, полые лопатки соплового аппарата турбины низкого давления и корпус подшипников роторов турбин высокого и низкого давления с уплотнениями масляной полости. Полые лопатки объединенны в блоки и закрепленны своими кольцевыми выступами на периферийных полках в соответствующих кольцевых пазах наружного корпуса с фиксацией в осевом и окружном направлениях, а кольцевыми выступами на внутренних полках - в кольцевых пазах внутреннего корпуса с фиксацией их в окружном направлении. Корпус подшипников размещен во внутреннем корпусе без механической связи с ним и крепится к наружному корпусу своими силовыми стойками, проходящими через полые лопатки соплового аппарата турбины низкого давления. Изобретение позволяет использовать несущую способность всех силовых элементов для передачи усилий двумя раздельными потоками на корпус двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к смазке подшипников скольжения и, в частности, к распределению холодной смазки на опорной поверхности подшипника скольжения и отводу горячей смазки от опорной поверхности и может быть использовано в компрессорах, турбинах, насосах и других устройствах с вращающимися валами. Технический результат достигается тем, что на горизонтальном разъеме подшипника в нижнем и верхнем вкладышах с обеих сторон выполнены карманы, в каждом из которых установлена диафрагма, разделяющая карман на две несообщающиеся между собой полости, одна из которых предназначена для поступающей холодной смазки, а другая - для отработанной горячей смазки. Указанные полости сообщаются, соответственно, с подводящим и отводящим каналами, выполненными на наружной поверхности вкладышей. В маслоотводящем канале нижнего вкладыша выполнены дренажные отверстия для вывода горячей смазки из подшипника. Диафрагма нижней по потоку стороной направляет холодный поток смазки по касательной под шейку ротора, а верхней по потоку стороной обтирает поверхность ротора, в результате чего горячая смазка поступает в верхнюю по потоку полость кармана, отводится в кольцевой канал вкладыша и через дренажные отверстия выводится из подшипника. Закрытые отводящие каналы препятствуют смыванию горячей смазкой поверхности подшипника. Технический результат изобретения - повышение надежности, экономичности, снижения потерь на трение, уменьшение необходимого количества смазки, а также упрощение конструкции и технологии изготовления. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах. Технический результат, достигаемый при использовании данного решения, заключается в исключении дефекта проскальзывания при работе двигателя. Указанный технический результат достигается тем, что подшипник выполнен радиально-упорным, шлицы и ответные шлицы одного из шлицевых соединений выполнены винтовыми в виде многозаходной резьбы, витки которой направлены в противоположную сторону от направления вращения ротора высокого давления с возможностью осевого смещения рессоры для создания осевого усилия на наружное кольцо подшипника при работе двигателя после прохождения режима его запуска, кроме того, дополнительно содержит средство фиксации, ограничивающее осевое смещение рессоры в направлении от подшипника. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей. Турбомашина содержит ротор высокого давления, ротор низкого давления, подшипник, опору с втулкой уплотнения, систему подачи и отвода масла в масляную емкость опоры. Ротор высокого давления содержит графитовые уплотнения. Ротор низкого давления содержит втулку уплотнения и графитовые уплотнения. Подшипник расположен между роторами. Турбомашина снабжена сливным отверстием и кольцевым буртом, выполненным на втулке уплотнения опоры. Расстояние от днища масляной емкости до верха бурта на втулке опоры не менее 1,2 глубины масляной емкости. Изобретение позволяет повысить эффективность эвакуации масла из опоры турбомашины, уменьшить невозвратный расход масла при одновременном увеличении объема масла в ванне и снизить массу опоры и габаритные размеры. 1 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки, применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Маслосистема энергетической газотурбинной установки содержит устройства для подачи и откачки масла из масляных полостей подшипниковых опор турбокомпрессора, свободной турбины и приводного агрегата, в которой устройство для подачи масла выполнено в виде системы из двух нагнетающих насосов, один из которых выполнен с приводом от ротора турбокомпрессора, а другой от электропривода. Всасывающие магистрали нагнетающих насосов подключены параллельно к маслобаку. Напорные магистрали нагнетающих насосов сообщены между собой через запорный клапан, при этом напорная магистраль нагнетающего насоса с электроприводом дополнительно выведена в масляную полость подшипниковых опор приводного агрегата. Кроме того, магистраль откачки масла приводного агрегата подключена к единому маслобаку установки. Реализация изобретения позволит повысить надежность работы маслосистемы на запуске энергетической газотурбинной установки за счет сокращения времени масляного голодания установки, вызванного необходимостью заполнения маслом большого свободного внутреннего пространства в маслопроводах и расположенных на них приборах и контрольно-измерительной аппаратуре и упростить конструкцию установки за счет отказа от автономного маслобака и нагнетающего насоса для приводного агрегата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство предназначено для возврата масла, содержит подшипниковые опоры, установленные на промежуточном корпусе турбины, первый и второй подшипники, установленные на подшипниковых опорах, цапфу турбины низкого давления, установленную с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса турбины, фиксированное уплотнительное кольцо и проход для масла, предусмотренный в цапфе турбины низкого давления, что позволяет выпускать масло внутрь уплотнительного кольца. Уплотнительное кольцо предпочтительно расширяется от конца, из которого выпускается масло. Такое выполнение устройства позволит предотвратить возгорание масла. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к центробежному маслоотделителю с переменным проходным сечением, содержащему полый вращающийся вал. Указанный вал имеет, по крайней мере, одно отверстие для пропуска воздуха и поршень, помещенный внутри вала таким образом, что внутренняя часть вала делится на два отделения, герметичные одно относительно другого, при этом выходное отделение располагает одним или несколькими отверстиями для пропуска воздуха, находящегося под давлением окружающей среды, а другое входное отделение находится под переменным давлением, существующем внутри полости "воздух/масло". Под действием разницы давлений, существующих в двух отделениях, поршень получает возможность совершать поступательное движение внутри внутренней части вала, перемещаясь из одного крайнего положения в другое, при этом в первом положении одно или несколько отверстий для пропуска воздуха полностью открыты, а во втором положении одно или несколько отверстий для пропуска воздуха частично перекрыты поршнем. Технический результат изобретения - обеспечение высокой герметичности полостей «воздух/масло» при работе двигателя на любых режимах и поддержание самого низкого, насколько это возможно, потребления масла. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к системе масляного уплотнения и паровым турбинам с использованием масляного уплотнения. Система масляного уплотнения включает в себя закрывающий элемент для подшипников со смазочным маслом, который является неподвижным относительно подшипника. Подшипник выполнен с конфигурацией, обеспечивающей опору для части вращающегося вала машины, причем закрывающий элемент содержит первый торцевой колпак, проходящий в радиальном направлении внутрь по направлению к валу, так что полость, окружающая подшипник, будет образована закрывающим элементом и первым торцевым колпаком. Комплект уплотнительных колец, расположен по существу концентрически относительно вала и образует уплотнение относительно потока смазочного масла. Уплотнительные кольца содержат множество проволочных щетинок, проходящих в радиальном направлении внутрь от торцевого колпака, причем проволочные щетинки выполнены с такой конфигурацией, что они проходят до поверхности вала в собранном состоянии, при этом щетинки выполнены с такой конфигурацией, которая позволяет образовать извилистый проточный канал для газа, проникающего в полость. Изобретение повышает надежность уплотнения устройства. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя относится к авиадвигателестроению, а именно к маслосистемам двигателей маневренных самолетов. Масляная система содержит масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены маслозаборниками, подключенными к насосам откачки масла, и суфлер, вход в который сообщен с полостью коробки. Коробка двигательных агрегатов расположена над полостью упорного подшипника, гидравлически с ней связана и снабжена дублирующим маслозаборником, расположенным на входе в суфлер, и автономным насосом откачки масла на выходе из суфлера. Выход из насоса сообщен с маслобаком. Насос откачки масла из масляной полости упорного подшипника ротора размещен внутри полости и кинематически связан с ротором двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя самолета за счет восполнения объема масла в маслобаке при фигурном полете без использования дополнительного откачивающего насоса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу, устройству аварийной смазки двигателя, двигателю и транспортному средству, содержащим устройство аварийной смазки. В случае поломки главной системы смазки двигателя по меньшей мере часть жидкого горючего вещества двигателя отбирается для осуществления смазки, по меньшей мере, одной детали двигателя. Устройство аварийной смазки содержит средства обнаружения поломки главной системы смазки, средства отбора, по меньшей мере, части жидкого горючего вещества двигателя для его подачи, по меньшей мере, к смазываемой детали двигателя и средства управления, которые могут присоединяться к данным средствам отбора и обнаружения с целью осуществления способа аварийной смазки. Изобретение позволяет значительно повысить уровень безопасности. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины газотурбинного двигателя содержит силовые стойки, внутри одной из которых расположена труба подвода охлаждающего воздуха с распределительным патрубком на выходе. Трубы подвода масла выполнены с установленным с внешней стороны наружного корпуса опоры воздушным коллектором. Внутренняя воздушная полость коллектора на входе соединена с каналом подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через входную перфорацию в дефлекторе с воздушной полостью между цилиндрическим дефлектором трубы подвода масла и самой трубой. На выходе воздушная полость через выходную перфорацию в дефлекторе соединена с воздушной полостью силовой стойки. Внешний фланец трубы подвода масла выполнен с хвостовиком, установленным телескопически в радиальном направлении в прямоугольном отверстии коллектора. Изобретение позволяет повысить надежность опоры турбины газотурбинного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В опоре установлен на валу лабиринт. Лабиринт выполнен с резьбой по внутреннему диаметру. Внутреннее кольцо подшипника зафиксировано в осевом направлении резьбовым соединением лабиринта с валом. С внутренней стороны вала установлена резьбовая втулка с осевыми выступами. Вал выполнен с торцевыми шлицами. С внутренней стороны лабиринта установлен кольцевой контровочный замок, зафиксированный шлицами со стороны вала в осевом направлении по шлицам. Замок также зафиксирован в осевом и в радиальном направлениях радиальными направленными к оси опоры выступами лабиринта с возможностью фиксации лабиринта и втулки в окружном направлении путем последовательной по окружности пластической деформации цилиндрической обечайки замка в пазы между выступами лабиринта и втулки. Путем надежной осевой фиксации лабиринтом внутреннего кольца подшипника с фиксацией лабиринта в окружном направлении повышается надежность, снижаются вес и осевые габариты опоры газотурбинного двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, турбокомпрессорную группу, камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, магистрали всасывания и нагнетания масла. Нагнетающий насос выполнен осевым героторным и содержит приводной вал с эксцентричными шестернями, торцевыми дисками, элементами осевой фиксации вала в виде стопорного кольца в кольцевой проточке на поверхности вала. Двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора. Технический результат - повышение надежности и ресурса работы двигателя. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.