RU2480599C2 - Устройство возврата масла - Google Patents
Устройство возврата масла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2480599C2 RU2480599C2 RU2009104918/06A RU2009104918A RU2480599C2 RU 2480599 C2 RU2480599 C2 RU 2480599C2 RU 2009104918/06 A RU2009104918/06 A RU 2009104918/06A RU 2009104918 A RU2009104918 A RU 2009104918A RU 2480599 C2 RU2480599 C2 RU 2480599C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- ring
- pressure turbine
- turbine
- low
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- 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
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/602—Drainage
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Sliding-Contact Bearings (AREA)
Abstract
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.
Description
Изобретение относится к устройству возврата масла, содержащего промежуточный корпус турбины, на котором установлены верхняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано первое отверстие, и нижняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано второе отверстие, причем в каждой опоре установлен подшипник.
В турбореактивном двигателе, согласно уровню техники, вал турбины низкого давления отцентрирован сзади с помощью промежуточного подшипника вала и с помощью подшипника, установленного на выходном корпусе. В случае затопления камеры подшипника маслом при неисправности системы возврата масла масло проходит через несколько лабиринтов. Оно возвращается через трубу, проходящую через ступицу выходного корпуса. Затем оно эвакуируется непосредственно в часть, обычно называемую заглушкой. Это эвакуационное устройство необходимо для предотвращения перелива масла на дисковые обода турбины низкого давления и связанной с этим опасности возгорания. Однако это устройство подходит не для всех типов реактивных двигателей, в частности, в случае реактивного двигателя, в котором подшипниковые опоры сгруппированы вместе на промежуточном корпусе турбины, при этом выходной корпус больше не является несущим, а действует в качестве выпрямляющей профильной решетки. В этой конфигурации эвакуированное масло должно проходить через вращающуюся часть, а именно цапфу турбины низкого давления.
Описание турбореактивного двигателя, согласно уровню техники, приведено также в ЕР-А-1316676.
Целью данного изобретения является, в частности, создание устройства возврата масла, которое устраняет указанные недостатки.
Эти цели достигнуты, согласно изобретению, за счет того, что устройство возврата масла содержит цапфу турбины низкого давления, установленную с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса турбины, стенку нижней по потоку подшипниковой опоры, расположенную после второго отверстия для направления масла, при этом стенка содержит уплотнение со стенкой от цапфы турбины низкого давления, фиксированное уплотнительное кольцо и проход для масла, предусмотренный в цапфе турбины низкого давления, что позволяет выпускать масло внутрь уплотнительного кольца.
Предпочтительно, цапфа турбины низкого давления содержит щиток, который проходит в продольном направлении над одним концом уплотнительного кольца, для выпуска масла с помощью центрифугирования на указанном конце уплотнительного кольца, и уплотнительное кольцо расширяется от конца, из которого выпускается масло.
Предпочтительно, проход для масла расположен на дне полости, образованной стенками конической формы.
За счет этих признаков можно устанавливать систему для предотвращения действия затопления камеры при конфигурации подшипниковых опор, сгруппированных вместе на промежуточном корпусе турбины.
В одном специальном варианте выполнения устройство возврата масла содержит шарнирное соединение, первое и второе проходные отверстия, образованные в подшипниковых опорах, закрепленных на промежуточном корпусе турбины, стенку подшипниковой опоры, расположенную после второго отверстия, при этом указанная стенка содержит уплотнительные средства стенки от цапфы турбины низкого давления, при этом конец стенки подшипниковой опоры нависает над полостью, образованной имеющими коническую форму стенками.
Кроме того, изобретение относится к авиационному турбинному двигателю, который содержит устройство возврата масла согласно данному изобретению.
Другие признаки и преимущества изобретения следуют из приведенного ниже описания примера выполнения в качестве иллюстрации со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - вид в разрезе устройства возврата масла согласно уровню техники;
фиг.2 - вид в разрезе устройства возврата масла согласно данному изобретению;
фиг.3 - вид спереди в перспективе устройства возврата масла турбореактивного двигателя согласно изобретению; и
фиг.4 - вид сзади в перспективе устройства возврата масла турбореактивного двигателя с фиг.3.
На фиг.1 показано в разрезе устройство возврата масла согласно уровню техники. Оно содержит первый подшипник 2 и второй подшипник 4. Указанные подшипники расположены внутри камеры, ограниченной лабиринтными уплотнениями. В случае затопления указанной камеры в результате неисправности системы возврата масла масло течет через лабиринты, как показано стрелками 10 и 12. Масло протекает также справа (согласно фиг.1) от подшипника 2, как показано стрелкой 14, и соединяется с потоком, представленным стрелкой 12.
Масло проходит через другое лабиринтное уплотнение 16 перед эвакуацией через эвакуационную трубу 18 в заглушку (не показана).
Это эвакуационное устройство предотвращает перелив масла на фланцы дисков турбины низкого давления. Однако это устройство не подходит для реактивного двигателя, в котором подшипниковые опоры сгруппированы вместе на промежуточном подшипнике турбины.
На фиг.2 показана в разрезе система возврата масла согласно данному изобретению. Первый подшипник 2 и второй подшипник 4 установлены на верхней по потоку подшипниковой опоре 19 и нижней по потоку подшипниковой опоре 23, которые установлены на промежуточной цапфе 25 турбины. Цапфа 20 турбины низкого давления установлена с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса 25 турбины. Подшипники 2 и 4 смазываются струями, которые разбрызгивают поток масла. Первый подшипник 2 смазывается струей 21, как представлено стрелкой 22, и второй подшипник 4 смазывается струей 24, как представлено стрелкой 26.
При нормальной работе масло эвакуируется так же, как и вводится, с помощью струй 21 и 24. Масло возвращается в нижнюю секцию между верхней по потоку подшипниковой опорой 19 и нижней по потоку подшипниковой опорой 23 и направляется по трубе наружу двигателя через ответвление, расположенное также в нижней секции, промежуточного корпуса 25 турбины. Однако неисправность системы эвакуации может приводить к затоплению камеры, в которой расположены подшипники. Указанная камера ограничена шарниром 28, расположенным вблизи подшипника 2, и шарниром 30, расположенным вблизи подшипника 4.
В случае затопления указанной камеры масло проходит через шарнир 28, а затем через первое отверстие 32, предусмотренное в верхней по потоку подшипниковой опоре 19, через второе отверстие 34, расположенное в нижней по потоку подшипниковой опоре 23. Затем масло направляется на стенку 36 нижней по потоку подшипниковой опоры 23. Указанная стенка 36 содержит уплотнение в виде лабиринтного уплотнения 38 со стенкой 40 от цапфы 20 турбины низкого давления. Масло проходит через уплотнение 38 и протекает в полость 42, образованную в цапфе 20 турбины низкого давления. Предпочтительно, стенки указанной полости являются коническими для облегчения протекания масла ко дну полости за счет конфигурации. Указанное дно специально снабжено проходным отверстием 44, позволяющим маслу проходить от одного конца цапфы турбины низкого давления к другому концу.
Цапфа турбины низкого давления содержит также щиток 46, который проходит в продольном направлении над фиксированным уплотнительным кольцом 48. Таким образом, масло под действием центробежных сил отбрасывается на уплотнительное кольцо 48. Масло отбрасывается и проходит по коническому фиксированному уплотнительному кольцу 48 через вращающийся «распределитель» 46 капель в нижнюю часть, где расположено отверстие 50. Затем масло стекает в заглушку (не показана).
Следует отметить, что тем самым масло проходит через вращающуюся часть, цапфу 20 турбины низкого давления. Указанная цапфа расположена в действительности между двумя фиксированными частями, т.е. промежуточным корпусом 25 турбины и уплотнительным кольцом 48.
На фиг.3 и 4 показана на видах спереди и сзади в перспективе, соответственно, система возврата масла. Показаны шарнир 28, первое отверстие 32 и второе отверстие 34, стенка 36, содержащая лабиринтное уплотнение 38, полость 42, содержащая конические стенки, отверстие 44 в дне полости 42, через которое эвакуируется масло, и, наконец, «рассеивающий капли» щиток 46 над одним концом фиксированного уплотнительного кольца 48.
Claims (5)
1. Устройство возврата масла, содержащее промежуточный корпус (25) турбины, на котором установлены верхняя по потоку подшипниковая опора (19), в которой образовано первое отверстие (32), и нижняя по потоку подшипниковая опора (23), в которой образовано второе отверстие (34), каждая из которых содержит подшипник, отличающееся тем, что оно содержит цапфу (20) турбины низкого давления, установленную с возможностью вращения относительно промежуточного корпуса (25) турбины, стенку (36) нижней по потоку подшипниковой опоры (23), расположенную после второго отверстия для направления масла, при этом стенка (36) содержит уплотнение (38) со стенкой (40) от цапфы турбины низкого давления, фиксированное уплотнительное кольцо (48) и проход (44) для масла, предусмотренный в цапфе (20) турбины низкого давления, что позволяет выпускать масло внутрь уплотнительного кольца (48).
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что цапфа турбины низкого давления содержит щиток (46), который проходит в продольном направлении над одним концом уплотнительного кольца (48) для выпуска масла с помощью центрифугирования на указанном конце уплотнительного кольца (48), при этом уплотнительного кольцо (48) расширяется от конца, из которого выпускается масло.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что проход (44) для масла расположен на дне полости (42), образованной стенками конической формы.
4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что оно содержит шарнир (28), при этом конец стенки подшипниковой опоры нависает над полостью, образованной имеющими коническую форму стенками.
5. Авиационный турбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит устройство возврата масла по любому из пп.1-4.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0850899 | 2008-02-13 | ||
FR0850899A FR2927366B1 (fr) | 2008-02-13 | 2008-02-13 | Dispositif de recuperation d'huile. |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009104918A RU2009104918A (ru) | 2010-08-20 |
RU2480599C2 true RU2480599C2 (ru) | 2013-04-27 |
Family
ID=39792770
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009104918/06A RU2480599C2 (ru) | 2008-02-13 | 2009-02-12 | Устройство возврата масла |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8312702B2 (ru) |
EP (1) | EP2090764B1 (ru) |
CA (1) | CA2652810C (ru) |
DE (1) | DE602009001007D1 (ru) |
FR (1) | FR2927366B1 (ru) |
RU (1) | RU2480599C2 (ru) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2968062B1 (fr) * | 2010-11-26 | 2012-11-16 | Snecma | Dispositif d'evacuation d'huile et turbomachine comprenant un tel dispositif |
FR2985766B1 (fr) * | 2012-01-16 | 2016-07-22 | Snecma | Agencement pour le guidage de l'ecoulement d'un liquide par rapport au rotor d'une turbomachine |
FR2992679A1 (fr) * | 2012-06-28 | 2014-01-03 | Snecma | Tourillon de turbomachine comportant une couronne de recuperation d'un flux d'huile de lubrification avec une pluralite d'orifices d'evacuation d'huile de lubrification |
FR2998611B1 (fr) | 2012-11-29 | 2018-08-10 | Safran Aircraft Engines | Ensemble formant joint d'etancheite pour une turbomachine comportant un joint a brosse |
FR3005487B1 (fr) | 2013-05-13 | 2015-06-05 | Snecma | Ensemble formant joint d'etancheite pour une turbomachine comportant des moyens de lubrification d'un joint a brosse |
FR3007069B1 (fr) * | 2013-06-12 | 2015-07-17 | Snecma | Tourillon pour turbine haute pression, et turboreacteur incluant un tel tourillon |
FR3008738B1 (fr) * | 2013-07-16 | 2015-08-28 | Snecma | Dispositif de protection contre les fuites d'huile vers les rotors d'une turbine de turbomachine |
FR3013387B1 (fr) * | 2013-11-20 | 2015-11-20 | Snecma | Support de palier presentant une geometrie facilitant l'evacuation des noyaux de fonderie |
EP3091177B1 (de) * | 2015-05-07 | 2017-12-20 | MTU Aero Engines GmbH | Rotor für eine strömungsmaschine und verdichter |
US10648365B2 (en) * | 2015-12-08 | 2020-05-12 | General Electric Company | Gas turbine engine bearing sump and lubricant drain line from cooling passage |
FR3053728B1 (fr) * | 2016-07-07 | 2022-01-21 | Safran Aircraft Engines | Support de palier en deux pieces |
CN109707515B (zh) * | 2018-12-04 | 2020-04-21 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于燃气轮机润滑油路***的叶轮式轮盘结构 |
US10954861B2 (en) * | 2019-03-14 | 2021-03-23 | Raytheon Technologies Corporation | Seal for a gas turbine engine |
FR3101662B1 (fr) * | 2019-10-03 | 2023-04-14 | Safran Aircraft Engines | Agencement de turbine intégrant une rigole circonférentielle de récupération d’huile |
FR3137407B1 (fr) * | 2022-06-30 | 2024-05-24 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant un dispositif de recuperation d’huile ameliore |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0852286A2 (en) * | 1997-01-03 | 1998-07-08 | General Electric Company | Bearing lubrication configuration in a turbine engine |
RU2153590C1 (ru) * | 1999-04-02 | 2000-07-27 | Открытое Акционерное Общество "А. Люлька-Сатурн" | Двухроторный газотурбинный двигатель |
RU26819U1 (ru) * | 2002-05-30 | 2002-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Охлаждаемая турбина двухроторного газотурбинного двигателя |
EP1316676B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-06 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
EP1653045A2 (en) * | 2004-10-29 | 2006-05-03 | General Electric Company | Gas turbine engine |
US7097415B2 (en) * | 2003-08-05 | 2006-08-29 | Snecma Moteurs | Low-pressure turbine of a turbomachine |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2991005A (en) * | 1957-10-14 | 1961-07-04 | Gen Motors Corp | Compressor scavenging system |
US3528241A (en) * | 1969-02-24 | 1970-09-15 | Gen Electric | Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system |
FR2524064A1 (fr) * | 1982-03-26 | 1983-09-30 | Snecma | Dispositif de graissage et de refroidissement pour palier inter-arbres d'une turbomachine |
US6619030B1 (en) * | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US7458202B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-12-02 | General Electric Company | Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same |
US7334982B2 (en) * | 2005-05-06 | 2008-02-26 | General Electric Company | Apparatus for scavenging lubricating oil |
FR2889561B1 (fr) * | 2005-08-02 | 2010-10-29 | Snecma | Systeme d'etancheite de la chambre de lubrification arriere d'un turboreacteur |
US7836675B2 (en) * | 2006-02-21 | 2010-11-23 | General Electric Company | Supercore sump vent pressure control |
FR2898939B1 (fr) * | 2006-03-22 | 2008-05-09 | Snecma Sa | Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef |
-
2008
- 2008-02-13 FR FR0850899A patent/FR2927366B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-02-02 US US12/364,053 patent/US8312702B2/en active Active
- 2009-02-03 CA CA2652810A patent/CA2652810C/en active Active
- 2009-02-09 EP EP09152349A patent/EP2090764B1/fr active Active
- 2009-02-09 DE DE602009001007T patent/DE602009001007D1/de active Active
- 2009-02-12 RU RU2009104918/06A patent/RU2480599C2/ru active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0852286A2 (en) * | 1997-01-03 | 1998-07-08 | General Electric Company | Bearing lubrication configuration in a turbine engine |
RU2153590C1 (ru) * | 1999-04-02 | 2000-07-27 | Открытое Акционерное Общество "А. Люлька-Сатурн" | Двухроторный газотурбинный двигатель |
EP1316676B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-06 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
RU26819U1 (ru) * | 2002-05-30 | 2002-12-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Охлаждаемая турбина двухроторного газотурбинного двигателя |
US7097415B2 (en) * | 2003-08-05 | 2006-08-29 | Snecma Moteurs | Low-pressure turbine of a turbomachine |
EP1653045A2 (en) * | 2004-10-29 | 2006-05-03 | General Electric Company | Gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US8312702B2 (en) | 2012-11-20 |
EP2090764A1 (fr) | 2009-08-19 |
RU2009104918A (ru) | 2010-08-20 |
CA2652810A1 (en) | 2009-08-13 |
FR2927366A1 (fr) | 2009-08-14 |
FR2927366B1 (fr) | 2013-07-05 |
US20090199534A1 (en) | 2009-08-13 |
DE602009001007D1 (de) | 2011-05-26 |
EP2090764B1 (fr) | 2011-04-13 |
CA2652810C (en) | 2016-01-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2480599C2 (ru) | Устройство возврата масла | |
EP2085579B1 (fr) | Dispositif de déshuilage et turbomachine comportant ce dispositif | |
CA2764408C (fr) | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression | |
JP4860963B2 (ja) | 二重反転タービンエンジン及びそれを組立てる方法 | |
US4858427A (en) | Secondary oil system for gas turbine engine | |
US9945291B2 (en) | Rotating shaft support structure and rotary machine | |
JP2013231434A (ja) | オイルシールの上流の渦巻ポンピング効果の緩和 | |
JP2006125394A (ja) | 逆回転タービンエンジンおよびそれを組み立てる方法 | |
RU2584365C2 (ru) | Система отбора воздуха для осевой турбомашины | |
CA2876347C (fr) | Tourillon de turbomachine comportant une couronne de recuperation d'un flux d'huile de lubrification avec une pluralite d'orifices d'evacuation d'huile de lubrification | |
CA2715209A1 (fr) | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine | |
FR3027625A1 (fr) | Turbomachine comprenant un generateur de courant electrique permettant l'injection d'huile depuis l'interieur d'un arbre de turbine | |
WO2017026270A1 (ja) | 軸受構造、および、過給機 | |
CA2917946C (fr) | Dispositif de protection contre des fuites d'huile vers les rotors d'une turbine de turbomachine | |
FR3067387B1 (fr) | Ecope d'alimentation en air pour l'alimentation d'un systeme de refroidissement et de controle des jeux d'une turbine | |
JP6418331B2 (ja) | 軸受構造、および、過給機 | |
FR2983909A1 (fr) | Enceinte lubrifiee logeant un palier inter-turbine et fermee par un joint a labyrinthe a faible usure | |
EP4022176B1 (fr) | Agencement de turbine intégrant une rigole circonférentielle de récupération d'huile | |
FR3075252A1 (fr) | Ensemble d'etancheite | |
US11401830B2 (en) | Geometry for a turbine engine blade outer air seal | |
US11970983B2 (en) | Arrangement for an aircraft turbine engine having improved lubrication, the arrangement comprising a shaft rotatably coupled to a following member by means of splines | |
EP3896264B1 (en) | Gas turbine engine with partial arc gutter | |
US11028779B2 (en) | Gas turbine engine bypass drainage systems | |
JP6850950B2 (ja) | シャフト密閉部 | |
FR3108934A1 (fr) | Dispositif de drainage pour une turbomachine d’aeronef |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |