Маслосистема двигателя


Маслосистема газотурбинного двигателя

Маслосистема газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к маслосистеме высокотемпературного ГТД летательного аппарата. Характерной особенностью маслосистемы является использование на входе в суфлер смесительного коллектора с двумя входными каналами для отвода разнородных по своим физическим параметрам (температуре, давлению и концентрации масляных включений) потоков суфлируемой воздушно-масляной смеси от масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора, компрессора и турбины. Благодаря рациональной организации отвода суфлируемых потоков воздушно-масляной смеси от масляных полостей и их взаимодействию перед входом в суфлер удается не только снизить расход масла в двигателе, но и предотвратить явление «запирания» суфлера при забросах давления в суфлирующих магистралях, появляющихся при прорыве горячих газов и воздуха в масляную полость опорного подшипника ротора турбины на повышенных режимах работы двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме высокотемпературного газотурбинного двигателя (ГТД) летательного аппарата.

Известна маслосистема ГТД, содержащая масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей и суфлер с атмосферой (патент РФ №2328609 класса F02C 7/06, опубл. в 2008 г.).

В этой маслосистеме все масляные полости опорных подшипников ротора двигателя сообщаются между собой через общую суфлирующую магистраль, которая через осевой приводной суфлер сообщается с окружающей атмосферой.

Известная маслосистема в случае ее применения в высокотемпературном ГТД будет иметь чрезмерный расход смазки не только за счет ее большого испарения в масляной полости опорного подшипника ротора турбины, расположенной в выхлопном устройстве двигателя (внутри конуса-обтекателя), но и из-за испарения масла в общей суфлирующей магистрали, куда попадают частицы масла вместе с суфлируемым воздухом из более холодных масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

Объясняется это обстоятельство тем, что температура воздуха и газов, попадающих в общую суфлирующую магистраль из масляной полости опорного подшипника ротора турбины, может значительно превышать температуру 200°С, которая является предельной для авиационного масла ИПМ-10, наиболее массового масла для теплонапряженных ГТД.

Другим недостатком известной маслосистемы является «запирание» суфлера, возникающее при избыточном давлении воздушно-масляной смеси в общей суфлирующей магистрали из-за прорыва горячего воздуха через масляные уплотнения масляной полости опорного подшипника ротора турбины на повышенных режимах работы двигателя. «Запирание» суфлера приводит к резкому снижению расхода воздуха через него и резкому увеличению расхода масла через двигатель (выброс масла в окружающую атмосферу).

Задачей изобретения является снижение расхода смазки в ГТД за счет рациональной организации отвода суфлируемых потоков воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины и взаимодействия суфлируемых потоков перед вводом их в суфлер.

Указанная задача решается тем, что в маслосистеме газотурбинного двигателя, содержащей масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей и суфлер с атмосферой, согласно изобретению на входе в суфлер установлен смесительный коллектор, снабженный двумя входными каналами для подвода воздушно-масляной смеси, один из которых сообщен с масляной полостью опорного подшипника ротора турбины, а другой - с масляными полостями опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

Входные каналы коллектора могут быть размещены напротив друг друга.

Смесительный коллектор может быть выполнен в виде цилиндра, ось которого параллельна оси входного канала в суфлер, причем входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины размещен тангенциально к боковой поверхности цилиндра, а входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора - в торце цилиндра.

Снабдив маслосистему смесительным коллектором с двумя каналами ввода суфлируемой воздушно-масляной смеси, мы получим возможность свести к минимуму контакт горячей воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины с воздушно-масляной смесью из более холодных масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, что уменьшит испарение содержащейся в смеси смазки и сократит ее расход в двигателе, так как известно, что пары масла суфлер не улавливает.

Разместив каналы ввода суфлируемой воздушно-масляной смеси в коллектор напротив друг друга, мы получим возможность «затормозить» скорость движения наиболее крупных частиц смазки в двух двигающихся навстречу друг другу потоках воздушно-масляной смеси, что будет способствовать коагуляции частиц масла и осаждению их на стенках смесительного коллектора, а следовательно, повышению эффективности работы суфлера.

Придав смесительному коллектору цилиндрическую форму и направив струю суфлируемой воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины тангенциально к его боковой стенке, мы получим возможность использовать динамический напор струи для повышения эффективности процесса воздухоотделения, при этом освобождается от крупных частиц масла центральная зона коллектора, куда будет направлена более холодная струя воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, имеющая к тому же и меньшую концентрацию масляных включений, что позволит исключить явление «запирания» суфлера.

На фиг.1 показана принципиальная схема маслосистемы ГТД со смесительным коллектором, входные каналы которого размещены напротив друг друга;

на фиг.2 - принципиальная схема маслосистемы ГТД с цилиндрическим смесительным коллектором;

на фиг.3 - сечение А-А фиг.2.

Маслосистема газотурбинного двигателя включает в себя масляные полости 1, 2 и 3 опорных подшипников роторов, соответственно вентилятора, компрессора и турбины. На коробке приводов 4 крепится приводной осевой центробежный суфлер 5, на входе в который установлен смесительный коллектор 6, снабженный двумя входными каналами 7 и 8 для подвода суфлируемой воздушно-масляной смеси.

Входные каналы 7 и 8 размещены напротив друг друга. Входной канал 7 через магистрали 9, 10 и 11 сообщен с масляными полостями 1 и 2 опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора, а входной канал 8 через магистраль 12 - с масляной полостью 3 опорного подшипника ротора турбины.

На фиг.3 изображен смесительный коллектор 13, выполненный в виде цилиндра, ось которого параллельна оси суфлера 5. Коллектор 13 снабжен двумя входными каналами 14 и 15, один из которых (14) расположен тангенциально к боковой стенке коллектора 1, а другой (15) установлен в его торце.

При работе газотурбинного двигателя через уплотнительные устройства внутрь масляных полостей 1, 2 и 3 подшипниковых опор ротора вентилятора, компрессора и турбины прорываются под давлением горячие воздух и газы из проточной части, что приводит не только к испарению в них масла, но и к его интенсивному перемешиванию с воздухом и газами с образованием воздушно-масляной смеси (аэрозоля). Образовавшаяся в масляной полости 3 опорного подшипника ротора турбины воздушно-масляная смесь имеет наибольшую температуру, давление и концентрацию масляных включений, поэтому она эвакуируется из нее через отдельную магистраль 12 и канал 8 сразу в коллектор 6.

Воздушно-масляная смесь, образовавшаяся в масляных полостях 1 и 2, имеет значительно меньшую температуру, давление и концентрацию масляных включений, поэтому она эвакуируется из них другим путем - по магистралям 9, 10 и 11 и через канал 7 в коллектор 6 с противоположной его стороны.

При столкновении двух потоков суфлируемой воздушно-масляной смеси в общем объеме коллектора 6 происходит выравнивание в них давлений и торможение наиболее крупных частиц масла с укрупнением включений смазки. Заторможенные крупные частицы масла оседают на стенках коллектора 6 и перемещаются к лопаткам осевого центробежного суфлера 5, приводимого во вращение от коробки приводов 4. Торможение крупных частиц масла позволяет увеличить время пребывания их в проточной части суфлера, что повышает его эффективность.

Смесительная камера 13, имеющая цилиндрическую форму и входные каналы 14 и 15, первый из которых установлен касательно к боковой поверхности цилиндра, а второй - в его торце, предотвратит «запирание» суфлера 5 при забросах давления в магистралях 11 и 12 благодаря высвобождению от крупных частиц масла центральной зоны суфлера, так как они под действием центробежных сил перемещаются на периферийную зону крыльчатки суфлера.

Изобретение позволяет значительно снизить расход масла в двигателе.

1. Маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщенные через систему суфлирующих магистралей, и суфлер, отличающаяся тем, что на входе в суфлер установлен смесительный коллектор, снабженный двумя входными каналами для подвода воздушно-масляной смеси, один из которых сообщен с масляной полостью опорного подшипника ротора турбины, а другой - с масляными полостями опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора.

2. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что входные каналы коллектора размещены напротив друг друга.

3. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что смесительный коллектор выполнен в виде цилиндра, ось которого параллельна оси входного канала в суфлер, причем входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляной полости опорного подшипника ротора турбины размещен тангенциально к боковой поверхности цилиндра, а входной канал подвода воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников ротора вентилятора и компрессора - в торце цилиндра.

www.findpatent.ru

маслосистема авиационного газотурбинного двигателя - патент РФ 2522713

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.

Рисунки к патенту РФ 2522713

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробок привода агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак (см. книгу «Смазка авиационных газотурбинных двигателей», М.М.Бич, Е.В.Вейнберг, Д.Н.Сурнов. - М.: Машиностроение, 1979 г., стр.34, рис.3.1).

Известная маслосистема не обеспечивает надежную откачку масла из всех масляных полостей двигателя в экстремальных условиях его эксплуатации. На больших высотах полета, а также в условиях фигурных полетов самолета, или на режимах работы двигателя с максимальной частотой вращения ротора турбокомпрессора, один из откачивающих насосов маслосистемы может оказаться в более неблагоприятных условиях работы, чем остальные, например, из-за интенсивного перемешивания масла с воздухом в масляной полости, подключенной к нему, либо вследствие роста противодавления в магистрали откачки, что приводит к потере откачивающим насосом напора и падению его производительности. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, нарушается, и она переполняется маслом, которое начинает перегреваться. Переполнение масляной полости маслом, сопровождающееся его уходом из маслобака, может привести к «масляному голоданию» двигателя и его поломке (прежде всего из-за заклинивания ротора турбокомпрессора).

Появлению откачивающего насоса с ухудшенными характеристиками (проблемного откачивающего насоса) - слабейшего звена системы откачки масла, способствует то обстоятельство, что в маслосистеме современного ГТД используется около десятка откачивающих насосов разной размерности, частоты вращения, запаса по производительности, напора, а также типа конструкции, выходные магистрали которых сообщены между собой через единую магистраль сброса масла в маслобак. Следует обратить внимание и на то, что масляные полости опорных подшипников ротора турбокомпрессора и коробок привода агрегатов имеют разную температуру масла, давление суфлирования и степень вспенивания в них масла, которые изменяются при выполнении самолетом фигурных полетов либо при возрастании частоты вращения ротора двигателя, и влияют на характеристики проблемного откачивающего насоса.

Раздельный отвод масла из магистралей откачки откачивающих насосов непосредственно в маслобак без использования объединенной магистрали сброса масла позволяет исключить взаимное влияние насосов друг на друга и предотвратить ухудшение характеристик откачивающего насоса (потеря напора и снижение производительности), являющегося слабейшим звеном в системе откачки масла, однако такое решение из-за усложнения конструкции маслобака и увеличения массы двигателя на авиационных ГТД не применяется.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности откачки масла из масляных полостей опорных подшипников ротора и коробок приводов агрегатов авиационного ГТД за счет возможности корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла откачивающего насоса с ухудшенными характеристиками.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробке приводов агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак оканчивающуюся центробежным воздухоотделителем, согласно изобретению, по меньшей мере, магистраль откачки одного из откачивающих насосов параллельно подключена к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак. Кроме того, в магистраль откачки откачивающего насоса, параллельно подключенную к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, последовательно установлен предохранительный клапан; в магистрали откачки откачивающего насоса, параллельно подключенной к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель.

Параллельное подключение к маслобаку магистрали откачки, по меньшей мере, одного из откачивающих насосов, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, позволит уменьшить скорость масла в ней, что приведет к снижению гидравлического сопротивления в магистрали откачки и будет способствовать восстановлению напора и росту производительности проблемного насоса.

Последовательная установка предохранительного клапана (нормально закрытого) в магистраль откачки откачивающего насоса, подключенную параллельно к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, позволит организовать перепуск масла только при необходимости.

Установка в магистраль откачки откачивающего насоса, подключенную параллельно к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, центробежного воздухоотделителя позволит сохранить качество очистки перепускаемого масла от воздуха.

На прилагаемой схеме изображена заявляемая маслосистема авиационного газотурбинного двигателя.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор вентилятора, компрессора, турбины и масляную полость 4 коробки приводов агрегатов (КПА). Каждая из масляных полостей 1, 2, 3, 4 подключена к входу своего откачивающего насоса, соответственно 5, 6, 7, 8. Магистрали откачки 9, 10, 11, 12 объединены в единую магистраль 13 сброса масла через центробежный воздухоотделитель 14 в маслобак 15. Магистраль откачки 12 откачивающего насоса 8 (наименее надежного элемента системы) параллельно подключена к маслобаку 15 через магистраль 16, в которую последовательно установлен предохранительный клапан 17, а на выходе из магистрали 16 установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель 18. Также маслосистема оборудована нагнетающим насосом 19 с магистралями всасывания 20 и нагнетания 21. Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 в маслосистеме предусмотрен центробежный суфлер 22, вход в который сообщен системой суфлирующих магистралей с масляными полостями 1, 2, 3, 4, а выход выведен в атмосферу.

Устройство работает следующим образом.

При работе двигателя масло из маслобака 15 по магистрали всасывания 20 попадает на вход нагнетающего насоса 19, а затем через магистраль нагнетания 21 подводится к масляным полостям 1, 2, 3, 4. Отработанное масло переправляется из масляных полостей 1, 2, 3, 4 с помощью откачивающих насосов 5, 6, 7, 8 через магистрали откачки соответственно 9, 10, 11, 12 в единую магистраль 13 сброса масла, которая через центробежный воздухоотделитель 14 сообщена с маслобаком 15. При росте частоты вращения роторов двигателя возрастает противодавление в единой магистрали 13. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) масло в масляных полостях 1, 2, 3, 4 интенсивно перемешивается с воздухом, в результате чего на входе откачивающих насосов 5, 6, 7, 8 образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что приводит к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, оказавшегося в наихудших условиях, например откачивающего насоса 8. Чтобы исключить переполнение масляной полости 4, обслуживаемой откачивающим насосом 8, срабатывает предохранительный клапан 17 и часть масла из магистрали откачки 12 по магистрали 16 перетекает через дополнительный центробежный воздухоотделитель 18 в маслобак 15, что приводит к снижению гидравлического сопротивления на выходе из откачивающего насоса 8 и восстановлению им напора и производительности. Перетекание масла из маслобака 15 в масляную полость 8 будет предотвращено. Воздух из масляных полостей 1, 2, 3, 4 через центробежный суфлер 22 будет выведен в атмосферу.

Реализация изобретения позволит, без переделки насосных агрегатов, исключить влияние проблемного насоса на баланс подачи и откачки в обслуживаемой им масляной полости, своевременно организуя перепуск отработанного масла в маслобак в обход единой магистрали сброса.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая откачивающие насосы, всасывающие магистрали которых подключены к масляным полостям опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора, турбины и коробке приводов агрегатов, а магистрали откачки объединены в единую магистраль сброса масла в маслобак оканчивающуюся центробежным воздухоотделителем, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, магистраль откачки одного из откачивающих насосов параллельно подключена к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак.

2. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в магистраль откачки откачивающего насоса, параллельно подключенную к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, последовательно установлен предохранительный клапан.

3. Маслосистема газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в магистрали откачки откачивающего насоса, параллельно подключенной к маслобаку, минуя единую магистраль сброса масла в маслобак, установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель.

www.freepatent.ru

Маслосистема газотурбинного двигателя

Маслосистема газотурбинного двигателя относится к области авиадвигателестроения и позволяет уменьшить гидравлическое сопротивление магистрали, расположенной между жиклером и маслобаком, и таким образом повысить надежность маслосистемы ГТД. Маслосистема газотурбинного двигателя содержит маслобак и сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла. В петле сифонного затвора установлен жиклер стравливания воздуха. Сифонный затвор размещен в полости маслобака таким образом, что его петля расположена в верхней части полости, а жиклер сообщен со свободным объемом маслобака. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к масляной системе газотурбинного двигателя (ГТД).

Известна маслосистема ГТД, содержащая маслобак и сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, причем в петле сифонного затвора установлен жиклер стравливания воздуха [Бич М.М., Вейнберг Е.В., Сурнов Д.Н. "Смазка авиационных газотурбинных двигателей". М.: Машиностроение, 1979. С.64, рис.4.206].

Известная маслосистема не обеспечивает надежного стравливания воздушных пробок, попадающих во всасывающую магистраль нагнетающего маслонасоса, например, при первой заправке маслобака. Объясняется это тем, что стравливание воздушных пробок в маслобак производится через магистраль возврата отработанного масла, куда оно поступает под давлением от откачивающих маслонасосов, переразмеренных по производительности относительно количества подаваемого в двигатель масла. Из-за повышенного гидросопротивления магистрали возврата масла воздушные пробки застревают в зазорах нагнетающего маслонасоса, это препятствует созданию насосом напора, потребного для преодоления гидравлического сопротивления магистрали подачи масла в двигатель. В результате прекращается подача масла, приводящая, как правило, к заклиниванию ротора и отказу двигателя.

Задачей изобретения является снижение гидравлического сопротивления магистрали, расположенной между жиклером и маслобаком.

Указанная задача решается тем, что в известной маслосистеме ГТД, содержащей маслобак и сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, причем в петле сифонного затвора установлен жиклер стравливания воздуха, согласно изобретению сифонный затвор размещен в полости маслобака таким образом, что его петля расположена в верхней части полости, а жиклер сообщен со свободным объемом маслобака.

При размещении сифонного затвора непосредственно в полости маслобака отпадает необходимость в магистрали, сообщающей жиклер с магистралью возврата масла. Воздушные пробки будут стравливаться в свободный объем маслобака, минуя магистраль возврата, заполненную отработанным горячим маслом со своими воздушными включениями (воздушно-масляной эмульсией), переправляемой под давлением откачивающими маслонасосами из масляных полостей двигателя.

Из уровня техники неизвестна масляная система ГТД, в которой сифонный затвор размещен в полости маслобака так, что петля сифонного затвора расположена в верхней его части, а жиклер сообщен со свободным объемом маслобака. Поэтому можно сделать вывод о том, что предложенное устройство соответствует критерию новизны и "изобретательского уровня".

На чертеже показана принципиальная схема маслосистемы ГТД.

Маслосистема включает в себя маслобак 1, внутренняя полость которого разделена горизонтальной перегородкой на два отсека: циркуляционный 2, расположенный в нижней части маслобака 1, обеспечивающий питанием двигатель в условиях перевернутого полета или отрицательных перегрузок, и верхний 3, через который происходит пополнение маслобака. Циркуляционный отсек 2 снабжен дренажной трубкой 4 и трубкой 5, обеспечивающей его пополнение по мере выработки масла из верхнего отсека 3. В полости маслобака 1 установлен сифонный затвор 6, петля 7 которого расположена в его верхнем отсеке 3 и снабжена жиклером 8 стравливания воздуха, сообщенным со свободным объемом верхнего отсека 3 маслобака 1. Восходящая часть 9 сифонного затвора 6 является нагнетающей магистралью, соединенной через фильтр и теплообменник с выходом нагнетающего насоса 10. В нижней части циркуляционного отсека 2 маслобака 1 установлен заборный патрубок 11, сообщенный через всасывающую магистраль 12 с входом нагнетающего насоса 10. Ниспадающая часть 13 сифонного затвора 6 соединена с подшипниковой опорой 14 ротора двигателя. Нижняя полость подшипниковой опоры 14 (масляный картер) через откачивающий насос 15 сообщена с входом в сепаратор 16, размещенный в полости маслобака 1 таким образом, что выход из сепаратора расположен внутри циркуляционного отсека 2 маслобака.

При первой заправке маслобака маслом воздух, выжимаемый маслом из циркуляционного отсека 2 благодаря его заполнению через трубку 5, удаляется через дренажную трубку 4 в верхний отсек 3, а затем через дренажное отверстие в верхней стенке маслобака 1 в атмосферу. Часть воздуха через заборный патрубок 11 и всасывающую магистраль 12 заполняет зазоры и междузубовые впадины шестерен нагнетающего насоса 10, образуя в нем воздушную пробку. Поскольку при первой заправке маслобака масло в нагнетающую магистраль 9 еще не поступило, то при последующем запуске двигателя вращающиеся шестерни нагнетающего насоса 10 легко продавливают воздушную пробку через жиклер 8 в сифонном затворе 6 в верхний отсек 3, а оттуда в окружающую атмосферу через дренажное отверстие в маслобаке 1. Масло заполняет нагнетающую магистраль 9 и далее через ниспадающую ветвь сифонного затвора 13 подается в подшипниковую опору ротора двигателя. Отработанное масло из масляного картера опоры 14 переплавляется откачивающим насосом 15 на вход сепаратора 16. При останове двигателя масло из ниспадающей ветви сифонного затвора 13 стекает вниз через форсунки в опоре 14 в масляный картер, стремясь образовать за собой разряжение, однако воздух, поступающий из свободного объема верхнего отсека 3 через жиклер 8 внутрь петли 7 сифонного затвора 6, устраняет это разряжение, что предотвращает перетекание масла из маслобака 1 в подшипниковую опору 14 после останова двигателя.

Предложенной устройство позволяет уменьшить гидравлическое сопротивление магистрали, расположенной между жиклером и маслобаком, и таким образом повысить надежность маслосистемы ГТД.

Маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая маслобак и сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, причем в петле сифонного затвора установлен жиклер стравливания воздуха, отличающаяся тем, что сифонный затвор размещен в полости маслобака таким образом, что его петля расположена в верхней части полости, а жиклер сообщен со свободным объемом маслобака.

www.findpatent.ru

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер. Центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе. Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера. Технический результат изобретения позволяет упростить конструкцию маслосистемы, а также снизить ее массу за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер (М.М. Бич, Е.В. Вейнберг, Д.Н. Сурнов «Смазка авиационных газотурбинных двигателей». М.: Машиностроение, 1979 г., стр.40, рис.3.2).

Недостатком известной маслосистемы авиационного ГТД является наличие двух приводных механизмов, предназначенных для приведения во вращение центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера, что усложняет конструкцию коробки привода агрегатов (КПА), на которую они установлены, так как увеличивает в ней количество осей и шестеренных передач. К другим недостаткам известного технического решения следует отнести увеличенные габариты и массу КПА, а также снижение ее КПД.

Техническим результатом заявленного изобретения является упрощение конструкции маслосистемы, а также снижение ее массы за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер, согласно изобретению, центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе, причем магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера.

Благодаря размещению центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера на одном приводном валу сократилось количество требуемых осей и шестеренных передач в механизме КПА. Также сократилось количество внешних магистралей суфлирования в маслосистеме двигателя, поскольку одна из них, предназначенная для отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя, выполнена внутри приводного вала и сообщена с воздушной полостью центробежного суфлера внутри единого корпуса. Все это упрощает конструкцию КПА и маслосистемы в целом, упрощает обвязку двигателя трубопроводами и облегчает размещение КПА в мотогондоле двигателя. При этом сокращение габаритов КПА позволяет снизить массу маслосистемы.

На фиг.1 изображена принципиальная схема маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя.

На фиг.2 показан продольный разрез центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера, выполненных в едином корпусе.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя включает в себя масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора двигателя и масляную полость 4 коробки привода агрегатов 5. Каждая из масляных полостей 1,2,3 подключена к своему откачивающему насосу, конструктивно объединенным в единый блок 6 насосов. Масляная полость 4 коробки привода агрегатов 5 подключена к отдельному насосу 7.

Выходы из блока 6 насосов и выход насоса 7 подключены магистралями к входу центробежного воздухоотделителя с крыльчаткой 8 закрытого типа, расположенной в корпусе 9 и зафиксированной на приводном валу 10. Корпус 9 установлен на коробке привода агрегатов 5.

Для отвода воздуха из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11 в атмосферу в маслосистеме предусмотрен центробежный суфлер с открытой крыльчаткой 12, расположенной, как и крыльчатка 8, в корпусе 9 и аналогично зафиксированной относительно приводного вала 10.

Таким образом, центробежный воздухоотделитель и центробежный суфлер расположены соосно на валу 10 и выполнены в едином корпусе 9, т.е. представляют собой единый агрегат с одним приводным валом 10.

Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала 10 и подведена на вход центробежного суфлера. Для этого в приводном валу 10 выполнен центральный канал 13, сообщающий воздушную полость центробежного воздухоотделителя через центробежный клапан 14 с входом центробежного суфлера внутри корпуса 9. Таким образом, магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя выполнена в виде центрального канала 13, подведенного ко входу центробежного суфлера.

Для подачи масла в масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора ГТД и масляную полость 4 коробки привода агрегатов 5 предусмотрен нагнетающий насос 15.

При работе маслосистемы масло из маслобака 11 попадает на вход нагнетающего насоса 15. Далее через систему масляных магистралей масло под давлением поступает к форсункам в масляных полостях 1,2,3 и 4, где оно разбрызгивается и интенсивно перемешивается с воздухом и газами, образуя масловоздушную эмульсию, которая попадает в откачивающие насосы 6 и 7, где имеющиеся в масле пузырьки воздуха и газов еще более раздробляются. Из-за местных разрывов масляной пленки вспененное масло хуже смазывает и охлаждает детали двигателя. Поэтому прежде чем попасть в маслобак 11 масло поступает на вход крыльчатки 8 центробежного воздухоотделителя, которая расположена в корпусе 9. Попадая в поле центробежных сил, масло, как более тяжелое, отбрасывается центробежными силами на периферию крыльчатки 8, откуда отводится в маслобак 11. Более легкий воздух собирается в центре перед центробежным клапаном 14, который предотвращает на пониженных частотах вращения центробежного воздухоотделителя перетекание части масла вместе с воздухом в суфлируемую полость, куда должен отводиться только воздух. При достижении крыльчаткой 8 рабочих частот вращения центробежный клапан 14 приподнимается и открывает доступ воздуху в центральный канал 13 приводного вала 10.

На вход крыльчатки 12 центробежного суфлера также поступает воздух с включениями масла, отводимый из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11.

Воздух из центрального канала 13, из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11 через коробку привода агрегатов 5 поступает в проточную часть открытой крыльчатки с радиальными лопатками, где попадает в центробежное поле сил инерции. Под действием центробежного поля сил инерции более тяжелые частицы масла откидываются на периферию крыльчатки 12 и отводятся внутрь коробки привода агрегатов 5, откуда возвращаются в циркуляцию при помощи откачивающего насоса 7. Воздух оттесняется к оси приводного вала 10 и выводится по кольцевому каналу между приводным валом 10 и корпусом 9 в атмосферу.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер, отличающаяся тем, что центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе, причем магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера.

www.findpatent.ru

Маслосистема газотурбинного двигателя с устройством длительного резервирования

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в масляных системах с устройством длительного резервирования для газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно в масляных системах вертолетов.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является создание циркуляционной маслосистемы, в которой зарезервированное масло многократно используется для смазки и охлаждения опор, а также исключение переполнения опор при отказе основной маслосистемы, что повышает длительность и надежность работы резервной маслосистемы в целом.

Указанный технический результат достигается тем, что маслосистема ГТД с устройством длительного резервирования содержит полость, по крайней мере, одной опоры ротора с расположенными в ней основными и дополнительными форсунками, основной и дополнительный маслобаки с суфлерами, запорный клапан с управляющей и исполнительной полостями и магистрали нагнетания и откачивания. Основной маслобак сообщен магистралью нагнетания с основными форсунками, управляющей полостью запорного клапана и дополнительным маслобаком, имеющим донную часть и сообщенным с дополнительными форсунками. Маслосистема включает полость редуктора, причем полость одной опоры совмещена с полостью редуктора с образованием общей полости, имеющей донную и центральную части. Дополнительные форсунки и дополнительный маслобак расположены в центральной части общей полости. Дополнительный маслобак сообщен с основным маслобаком через жиклер. Запорный клапан расположен в донной части дополнительного маслобака, его исполнительная полость имеет возможность сообщения с дополнительным маслобаком и с центральной частью общей полости. Система снабжена вторым аналогичным запорным клапаном, расположенным в общей полости под дополнительным маслобаком. Управляющая полость клапана сообщена магистралью нагнетания с основным маслобаком, а исполнительная полость - с донной частью общей полости и магистралью откачивания и также имеет возможность сообщения с центральной частью общей полости. В общей полости установлен циркулятор с приемником масла для сообщения ее донной части с дополнительными форсунками.

В данной маслосистеме для смазки второй опоры ее полость сообщена с общей полостью магистралью суфлирования, а дополнительные форсунки, расположенные в этой полости. сообщены с донной частью общей полости через эжектор. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в масляных системах с устройством длительного резервирования для газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно в масляных системах вертолетов.

Известна маслосистема ГТД с устройством резервирования смазки (патент США №4284174, МПК F 01 С 1/18, заявлено 18.04.79 г., опубликовано 18.08.81 г.) содержащая дополнительный маслобак, форсунку, эжектор, имеющий возможность сообщения с форсункой, и переключающий клапан. Маслосистема содержит магистраль, сообщающую маслобак с форсунками, магистраль подвода масла к эжектору, магистраль подачи сжатого воздуха к эжектору и магистраль суфлирования, сообщенную с атмосферой.

К недостаткам этой системы можно отнести то, что заполнение дополнительного маслобака от нагнетающей магистрали при перекрытом клапаном отверстии суфлирования, учитывая, что масло подается к подшипнику из нижней части бака, может привести к сжатию воздуха в верхней части дополнительного бака. При давлении масла в основной магистрали это приведет к выбросу масла и резкому падению его уровня в

дополнительном маслобаке и, соответственно, к сокращению времени работы резервного устройства.

Известна также “Маслосистема газотурбинного двигателя с устройством для резервирования” (патент Российской Федерации № 2136931, МПК6 F 02 С 7/06), в которой частично устранены вышеописанные недостатки.

Эта маслосистема газотурбинного двигателя (ГТД) с устройством длительного резервирования содержит полость, по крайней мере, одной опоры ротора с расположенными в ней основными и дополнительными форсунками, основной и дополнительный маслобаки с суфлерами, запорный клапан с управляющей и исполнительной полостями и магистрали нагнетания и откачивания. Основной маслобак системы сообщен магистралью нагнетания с основными форсунками, управляющей полостью запорного клапана и дополнительным маслобаком, имеющим донную часть и сообщенным с дополнительными форсунками.

Однако, учитывая, что маслонасосы нагнетания и откачки в современных ГТД располагаются на одном валу и приводятся через рессору, которая является "слабым звеном" в кинематической цепи привода, в практике наиболее часто отказы основной маслосистемы происходят вследствие среза этой рессоры. При таком отказе, когда отсутствует нагнетание и откачка, масло из вспомогательного маслобака перекачивается в опоры и заполняет их объем. Кроме того, при переполнении опор

нарушается нормальная работа подшипников, уплотнений и части резервной маслосистемы, связанной с основным маслобаком. Т.к. эта система не является циркуляционной, зарезервированное масло используется однократно и в маслобаки не возвращается, т.е. теряется безвозвратно.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является создание циркуляционной маслосистемы, в которой зарезервированное масло многократно используется для смазки и охлаждения опор, а также исключение переполнения опор при отказе основной маслосистемы, что повышает длительность и надежность работы резервной маслосистемы в целом.

Указанный технический результат достигается тем, что маслосистема ГТД с устройством длительного резервирования содержит полость, по крайней мере, одной опоры ротора с расположенными в ней основными и дополнительными форсунками, основной и дополнительный маслобаки с суфлерами, запорный клапан с управляющей и исполнительной полостями и магистрали нагнетания и откачивания. Основной маслобак сообщен магистралью нагнетания с основными форсунками, управляющей полостью запорного клапана и дополнительным маслобаком, имеющим донную часть и сообщенным с дополнительными форсунками.

Новым в предлагаемом изобретении является то, что маслосистема включает полость редуктора, причем полость одной опоры совмещена с полостью редуктора с образованием общей полости, имеющей донную и

центральную части. Дополнительные форсунки и дополнительный маслобак расположены в центральной части общей полости. Дополнительный маслобак сообщен с основным маслобаком через жиклер. Запорный клапан расположен в донной части дополнительного маслобака, его исполнительная полость имеет возможность сообщения с дополнительным маслобаком и с центральной частью общей полости. Система снабжена вторым аналогичным запорным клапаном, расположенным в общей полости под дополнительным маслобаком. Управляющая полость клапана сообщена магистралью нагнетания с основным маслобаком, а исполнительная полость - с донной частью общей полости и магистралью откачивания и также имеет возможность сообщения с центральной частью общей полости. В общей полости установлен циркулятор с приемником масла для сообщения ее донной части с дополнительными форсунками.

В предлагаемой маслосистеме для смазки второй опоры ее полость сообщена с общей полостью магистралью суфлирования, а дополнительные форсунки, расположенные в этой полости, сообщены с донной частью общей полости через эжектор.

Вышеизложенные признаки обеспечивают заявляемой маслосистеме новый технический эффект, заключающийся в многократном использовании зарезервированного объема масла.

На прилагаемом чертеже изображена предлагаемая маслосистема.

Маслосистема ГТД с устройством длительного резервирования содержит общую для редуктора (на чертеже не показан) и опоры 1 полость 2 с центральной 3 и донной 4 частями, а также полость 5, в которой расположена опора 6 ротора. В полости 2 расположены основные 7 и дополнительные 8 форсунки. Маслосистема содержит основной 9 и дополнительный 10 маслобаки с суфлерами 11 и 12. Дополнительные форсунки 8 и дополнительный маслобак 10 расположены в центральной части 3 общей полости 2. В донной части 13 дополнительного маслобака 10 расположен запорный клапан 14 с управляющей 15 и исполнительной 16 полостями. Аналогичный запорный клапан 17 с управляющей 18 и исполнительной 19 полостями расположен в общей полости 2 под дополнительным маслобаком 10. В общей полости 2 также установлен циркулятор 20 с приемником 21 масла для сообщения донной части 4 общей полости 2 с дополнительными форсунками 8.

Основной маслобак 9 сообщен магистралью нагнетания 22, в которой установлена нагнетающая ступень 23 маслоагрегата, с основными форсунками 7, расположенными в полостях 2 и 5, с управляющими полостями 15 и 18 запорных клапанов 14 и 17 и через жиклер 24 с дополнительным маслобаком 10. Исполнительная полость 16 запорного клапана 14 сообщена с центральной частью 3 общей полости 2 и имеет возможность сообщения с полостью 13 дополнительного маслобака 10, а исполнительная полость 19 клапана 17 сообщена с донной частью 4 общей

полости 2 и через магистраль откачивания, в которой установлена откачивающая ступень 25 маслоагрегата, - с основным маслобаком 9, а также имеет возможность сообщения с центральной частью 3 общей полости 2.

Донная часть 4 полости 2 сообщена магистралью 27 подачи масла через эжектор 28 с дополнительными форсунками 29, расположенными в полости 5. Полость 5 сообщена магистралью 30 откачивания масла, в которой установлена откачивающая ступень 31 маслоагрегата, с основным маслобаком 9. Полость 5 опоры 6 сообщена с общей полостью 2 магистралью суфлирования 32.

Маслосистема работает следующим образом.

При нормальной работе маслосистемы масло из маслобака 9 насосом 23 подается по магистрали нагнетания 22 к основным форсункам 7. В процессе запуска через жиклер 24 заполняется вспомогательный маслобак 10. Откачка масла из полости 2 редуктора производится откачивающей ступенью 26 через магистраль 25, а из задней опоры 6 - откачивающей ступенью 31 через магистраль 30 в маслобак 9.

При отказе маслоагрегата (срез приводной рессоры) из работы исключаются нагнетающая ступень 23 и откачивающие ступени 26 и 31. Давление в магистрали нагнетания 22 и соответственно в управляющих полостях 15 и 18 клапанов 14 и 17 падает, при этом затворы 33 и 34 клапанов 14 и 17 смещаются пружинами 35 и 36 в крайнее левое положение (по чертежу). Вследствие открытия клапана 14 объем масла из вспомогательного

маслобака 10 перетекает в донную часть 4 (поддон) общей полости 2 и устанавливается уровень масла, достаточный для заполнения центробежного циркулятора 20. Давлением, создаваемым при вращении циркулятора 20, масло через приемник 21 и магистраль 37 подается к дополнительным форсункам 8, расположенным в общей полости 2, на смазку и охлаждение подшипника передней опоры 1, потребителей редуктора (силовые шестерни, их опоры и другие элементы кинематической цепи приводов). Затем масло возвращается в донную часть 4 общей полости 2. Часть масла по магистрали 27 поступает в эжектор 28, где под действием разрежения смешивается с воздухом от компрессора двигателя, поступающим в эжектор 28 по магистрали 38. Образовавшаяся масловоздушная смесь подается по каналу 39 к дополнительным форсункам 29 для смазки и охлаждения подшипников задней опоры 6 двигателя. Эта часть масла в виде масловоздушной смеси по магистрали 32 возвращается в общую полость 2, где отделяется центробежным суфлером 12 и стекает в донную часть 4 общей полости 2.

Таким образом, при отказе маслоагрегата маслосистема трансформируется в замкнутую, работающую на ограниченном емкостью вспомогательного маслобака объеме масла, что дает возможность летательному аппарату (преимущественно вертолету) продолжить полет до посадочной площадки.

При повреждении основной маслосистемы с потерей масла из маслобака 9 работоспособность маслоагрегата сохраняется. В этом случае

для предотвращения откачки масла из донной части 4 общей полости 2 в маслосистеме предусмотрен запорный клапан 17, который автоматически открывается одновременно с клапаном 14 и переключает канал откачки на уровень выше уровня масла в донной части 4 общей полости 2 (магистраль 25). Т.е. в цепи откачки искусственно создается разрыв струи, и откачивающая ступень 26 маслоагрегата имеет возможность откачивать только воздух с парами масла из общей полости 2. Масло из полости 5 задней опоры откачивается ступенью 31 маслоагрегата в маслобак 9, но, как правило, количество масла в составе масловоздушной смеси на охлаждение и смазку задней опоры на два порядка ниже, чем опоры передней.

Таким образом, при повреждении основной маслосистемы с потерей масла из основного маслобака 9 часть системы смазки подшипника передней опоры 1 и потребителей редуктора работает по замкнутому циклу, вторая часть системы - смазка и охлаждение подшипников задней опоры 6 – на выброс масла. В целом продолжительность работы резервной маслосистемы при таком отказе определяется объемом резервируемого масла в маслобаке 10 и, в основном, безвозвратными потерями через заднюю опору.

1. Маслосистема газотурбинного двигателя (ГТД) с устройством длительного резервирования, содержащая полость, по крайней мере, одной опоры ротора с расположенными в ней основными и дополнительными форсунками, основной и дополнительный маслобаки с суфлерами, запорный клапан с управляющей и исполнительной полостями и магистрали нагнетания и откачивания, причем основной маслобак сообщен магистралью нагнетания с основными форсунками, управляющей полостью запорного клапана и дополнительным маслобаком, имеющим донную часть и возможность сообщения с дополнительными форсунками, отличающаяся тем, что маслосистема включает полость редуктора, причем полость одной опоры совмещена с полостью редуктора с образованием общей полости, имеющей донную и центральную части, дополнительные форсунки и дополнительный маслобак расположены в центральной части общей полости, дополнительный маслобак сообщен с основным маслобаком через жиклер, запорный клапан расположен в донной части дополнительного маслобака, его исполнительная полость имеет возможность сообщения с дополнительным маслобаком и с центральной частью общей полости, при этом система снабжена вторым аналогичным запорным клапаном, расположенным в общей полости под дополнительным маслобаком, его управляющая полость сообщена магистралью нагнетания с основным маслобаком, а исполнительная - с донной частью общей полости и магистралью откачивания и имеет возможность сообщения с центральной частью общей полости, кроме того, в общей полости установлен циркулятор с приемником масла для сообщения ее донной части с дополнительными форсунками.

2. Маслосистема по п.1, отличающаяся тем, полость второй опоры сообщена с общей полостью магистралью суфлирования и ее дополнительные форсунки сообщены с донной частью общей полости через эжектор.

www.findpatent.ru

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к авиадвигателестроению, а именно к системам смазки ГТД. Характерная особенность предложенной маслосистемы - предварительная грубая очистка сжатых воздуха и газов, поступающих в суфлирующую магистраль масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины, от водомасляных загрязнений, что позволяет снизить гидравлическое сопротивление объединенной, единой магистрали суфлирования, сообщающейся со всеми остальными суфлируемыми масляными полостями двигателя, и дает возможность уменьшить рабочую нагрузку на суфлер-сепаратор, обеспечивающий окончательную чистовую очистку выбрасываемых в окружающую атмосферу воздуха и газов. Давление воздуха и газов в масляных полостях будет снижено, что повысит надежность работы системы суфлирования двигателя, а расход смазки сокращен. Следует обратить внимание также на улучшение экологических характеристик двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая подстыкованную к суфлер-сепаратору единую магистраль суфлирования, сообщенную с суфлирующими магистралями масляных полостей подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженных насосами откачки масла (Патент РФ №2328609, МПК F02C 7/06, опубл. в 2008 г.).

В известной маслосистеме концентрация водомасляных загрязнений, скапливающихся в единой суфлирующей магистрали, возрастает по мере подключения в нее новых источников сжатого воздуха. Когда объединенный поток сжатого воздуха от всех суфлируемых полостей двигателя поступит в суфлер-сепаратор, часть загрязнений в нем будет уловлена и переправлена в маслобак для подготовки к последующему циклу работы (фильтрация, охлаждение, диагностика). Однако значительная часть загрязнений не успевает улавливаться в суфлере-сепараторе и попадает в окружающую атмосферу, что приводит не только к потере дефицитного продукта, но и к ухудшению экологических характеристик двигателя. Главной причиной повышенного расхода масла является поток сжатого воздуха, поступающего в единую магистраль суфлирования из масляной полости опорного подшипника ротора турбины, так как он имеет наибольшее давление, самую высокую температуру (до 180°C) и наибольшую концентрацию водомасляных загрязнений из-за большой подачи масла (для охлаждения подшипников опоры ротора турбины).

При попадании в единую суфлирующую магистраль потока сжатого воздуха из масляной полости опорного подшипника ротора турбины в ней резко увеличивается гидросопротивление, что затрудняет отвод суфлируемого воздуха из других масляных полостей системы суфлирования двигателя и может привести к разрушению стенок масляных полостей и аварии двигателя.

Задачей изобретения является предотвращение выброса масла из системы суфлирования двигателя в атмосферу.

Указанная задача решается тем, что в известной маслосистеме авиационного ГТД, содержащей масляные полости подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженные насосами откачки масла и суфлирующими магистралями, объединенными в единую магистраль суфлирования, соединенную с суфлером-сепаратором, согласно изобретению, в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины установлен водомаслоотделитель, дренажная полость которого сообщена магистралью со входом насоса откачки масла.

Благодаря предварительной очистке сжатого воздуха от водомасляных загрязнений в самом напряженном участке системы суфлирования - в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины - давление потока сжатого воздуха и концентрация загрязнений в нем на выходе из магистрали резко падают, что приводит к снижению гидравлического сопротивления единой магистрали суфлирования и повышению надежности работы системы суфлирования. Особо следует отметить снижение расхода масла и улучшение экологических характеристик двигателя.

Изобретение является простым и надежным средством «лечения» дефектных маслосистем, а материальные затраты при реализации предложения незначительны.

На чертеже изображена принципиальная гидравлическая схема маслосистемы авиационного ГТД.

Маслосистема содержит масляные полости 1, 2 подшипниковых опор ротора компрессора и масляную полость 3 подшипниковой опоры ротора турбины, которые подключены к трем откачивающим насосам, выполненным в виде единого трехсекционного блока 4, установленного на коробке 5 приводов двигательных агрегатов. На коробке 5 установлен также нагнетающий насос 6, сообщенный с маслобаком 7.

Маслосистема снабжена единой магистралью суфлирования 8, подключенной к суфлер-сепаратору 9, установленному на коробке 5. Каждая из масляных полостей 1, 2 и 3 имеет свою суфлирующую магистраль, соответственно 10, 11 и 12, сообщенную с единой магистралью суфлирования 8. В суфлирующей магистрали 12 установлен водомаслоотделитель 13, выполненный в виде шнека 14, размещенного в полости цилиндрического корпуса 15, сообщенной с дренажной полостью 16, которая сообщена магистралью 17 со входом в откачивающий двухсекционный насос 18, обеспечивающий одновременно и откачку масла из коробки 5.

При работе двигателя масло из маслобака 7 поступает на вход нагнетающего насоса 6, из которого, пройдя фильтр и теплообменник, попадает к масляным форсункам, расположенным в масляных полостях 1, 2, 3 опорных подшипников роторов компрессора и турбины и коробки 5 приводов двигательных агрегатов. Отработанная смазка переправляется на вход трех откачивающих насосов, выполненных в едином блоке 4, и далее эвакуируется в маслобак 7. Благодаря утечкам сжатого воздуха и газа из проточной части двигателя в масляные полости 1, 2 и 3 происходит интенсивное перемешивание частиц масла и влаги с воздухом и образовавшаяся смесь начинает заполнять суфлирующие магистрали 10, 11 и 12, при этом водомасляные загрязнения, попавшие в суфлирующую магистраль 12, попадают в корпус 15 водомаслоотделителя и под действием динамического напора сжатого воздуха закручиваются шнеком 14.

Под действием центробежного эффекта осуществляется предварительная очистка воздуха от крупных капель масла и воды, которые, стекая по стенкам корпуса через перфорированную нижнюю перегородку, попадают в дренажную полость 16 водомаслоотделителя, из которой по магистрали 17 переправляются на вход откачивающего насоса 18 и далее в маслобак 7. Сжатый воздух с водомасляными загрязнениями из суфлирующих магистралей 10, 11 вместе с предварительно очищенным от крупных загрязнений сжатым воздухом из суфлирующей магистрали 12 заполняют единую магистраль суфлирования 8, откуда отводятся на вход суфлер-сепаратора 9, который улавливает оставшиеся в нем загрязнения, а чистый воздух выпускается в окружающую атмосферу.

Осуществление изобретения позволит улучшить экологические характеристики двигателя и повысить надежность работы системы суфлирования и двигателя в целом.

1. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости подшипниковых опор роторов компрессора и турбины, снабженные насосами откачки масла и суфлирующими магистралями, объединенными в единую магистраль суфлирования, соединенную с суфлером-сепаратором, отличающаяся тем, что в суфлирующей магистрали масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины установлен водомаслоотделитель, дренажная полость которого сообщена магистралью со входом насоса откачки масла.

2. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что водомаслоотделитель выполнен в виде шнека, установленного в полости цилиндрического корпуса, сообщенной с дренажной полостью.

www.findpatent.ru

Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения. Магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости коробки привода агрегатов через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов. Такое выполнение маслосистемы обеспечивает возможность корректировки гидравлического сопротивления в магистралях откачки насосов с приводом от ротора двигателя, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в КПА и избежать перегрева масла в масляной полости КПА и падения давления масла на входе в двигатель. 1 ил.

 

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов (КПА), подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак (патент RU №2468227, кл. F02C 7/06, опубл. 27.11.2012).

Известная маслосистема не обеспечивает надежность откачки масла из масляной полости коробки привода агрегатов. Откачивающие насосы подшипниковых опор ротора, расположенные внутри масляных полостей последних с приводом непосредственно от ротора двигателя (без редуктора), имеют максимальную частоту вращения и, следовательно, большую напорность, чем откачивающий насос с приводом через шестеренные передачи КПА.

При объединении магистралей откачки насосов КПА и подшипниковых опор ротора в единую магистраль повышенное давление на выходе откачивающих насосов подшипниковых опор ротора попадает в выходную полость откачивающего насоса КПА и производительность последнего снижается, что приводит к тому, что баланс подачи и откачки масла в КПА нарушается, поэтому масло из маслобака постепенно начинает перетекать в масляную полость КПА, что приводит к ее переполнению и перегреву масла.

Поскольку объем масляной полости КПА соизмерим с объемом маслобака, уход масла из маслобака в КПА может привести к падению давления масла на входе в двигатель и отказу его в работе.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности откачки масла из масляной полости КПА за счет возможности корректировки гидравлического сопротивления на выходе откачивающего насоса КПА.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов, подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак, согласно изобретению магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости КПА через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов.

Установка обратного клапана между магистралями откачки масла насосов подшипниковых опор ротора и КПА позволит устранить противодавление в выходной полости откачивающего насоса КСА со стороны откачивающих насосов подшипниковых опор ротора, имеющих повышенную напорность вследствие большей частоты вращения, чем откачивающий насос КПА, что будет способствовать восстановлению баланса подачи и откачки масла в масляной полости КПА.

На прилагаемой схеме изображена заявляемая маслосистема авиационного газотурбинного двигателя.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 КПА. Каждая из масляных полостей подключена к входу своего откачивающего насоса, соответственно 5, 6, 7 и 8. Всасывающие магистрали насосов 5, 6, 7, 8 снабжены заборниками масла соответственно 9, 10, 11 и 12, установленными в нижней части масляных полостей, соответственно 1, 2, 3 и 4, а магистрали откачки 13, 14, 15 и 16 объединены в единую магистраль 17 сброса масла через воздухоотделитель 18 в маслобак 19.

Между магистралями откачки 13, 14, 15 и магистралью откачки 16 установлен обратный клапан 20, снабженный регулируемой пружиной 21, для настройки давления открытия клапана, подпружиненной в сторону магистралей откачки 13, 14, 15 насосов 5, 6, 7. Сопротивление обратного клапана 20 должно быть близким к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла 5, 6, 7 масляных полостей 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляной полости 4 КПА. Маслосистема оборудована нагнетающим насосом 22. Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 в маслосистеме предусмотрены два суфлера 23 и 24. Для отвода масла, уловленного в суфлере 23, предусмотрен дополнительный откачивающий насос 25.

Устройство работает следующим образом. При работе двигателя масло из маслобака 1 попадает на вход нагнетающего насоса 22, а затем через систему масляных магистралей подводится через масляные форсунки в масляные полости 1, 2, 3, 4. Отработанное масло из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 поступает к маслозаборникам 9, 10, 11 и 12 откачивающих насосов 5, 6, 7, 8, переправляется далее в магистрали откачки 13, 14, 15 и 16, которые объединены в магистраль 17.

Из магистрали 17 масло через воздухоотделитель 18 попадает в маслобак 19, туда же попадает масло с выхода дополнительного откачивающего насоса 25. Воздух из масляных полостей 1, 2, 3, 4 с помощью суфлеров 23 и 24 удаляется в атмосферу. Обратный клапан 20, установленный между магистралями откачки 13, 14, 15 откачивающих насосов 5, 6, 7 и магистралью откачки 16 откачивающего насоса 8, позволит корректировать гидравлическое сопротивление на выходе из насоса 8 для предотвращения перетекания масла из магистралей откачки 13, 14, 15 через зазоры в качающем узле насоса 8 внутрь масляной полости 4.

Регулировка давления открытия клапана 20 с помощью устройства 21 позволит упростить операцию настройки. Реализация изобретения позволит обеспечить баланс подачи и откачки масла в масляной полости КПА на всех режимах работы двигателя при разных частотах вращения откачивающих насосов КПА и откачивающих насосов подшипниковых опор ротора авиационного ГТД.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов, подключенные к откачивающим насосам, часть которых расположена внутри масляных полостей опор, и магистрали откачки масла насосов, объединенные в единую магистраль, выведенную через воздухоотделитель в маслобак, отличающаяся тем, что магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости коробки привода агрегатов через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов.

www.findpatent.ru


Смотрите также