Патенты автора Голубов Александр Николаевич (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к устройству масляной системы газотурбинного двигателя (ГТД). Масляная система ГТД содержит масляные полости опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины, сообщающиеся через систему суфлирующих магистралей с суфлером. Суфлер выполнен с двумя крыльчатками, установленными на общем приводном валу в изолированных друг от друга корпусах, каждый из которых оборудован индивидуальным каналом подвода воздушно-масляной смеси, отвода очищенного воздуха и отвода уловленного из смеси масла, причем один из каналов подвода воздушно-масляной смеси сообщен с магистралями суфлирования масляных полостей опорных подшипников роторов вентилятора и компрессора, а другой канал подвода воздушно-масляной смеси сообщен с магистралью суфлирования масляной полости опорных подшипников ротора турбины. Каналы отвода масла обеих крыльчаток соединены между собой и подключены на вход откачивающего насоса. Каналы отвода очищенного воздуха обеих крыльчаток соединены между собой и выведены в окружающую атмосферу. Техническим результатом является снижение расхода масла в ГТД за счет рациональной организации отвода суфлируемых потоков воздушно-масляной смеси из масляных полостей опорных подшипников роторов вентилятора, компрессора и турбины и разделения суфлируемых потоков с разными величинами давления. 2 з. п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя содержит маслобак, нагнетающий насос с перепускным клапаном и напорной магистралью, подключенной к магистралям подачи масла в масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов. Напорная магистраль нагнетающего насоса через дополнительную магистраль с дозирующим дроссельным устройством подключена к маслобаку. Дозирующее дроссельное устройство выполнено в виде встроенного в дополнительную магистраль корпуса, внутри которого расположено седло с конусной иглой, установленной с возможностью осевого перемещения вдоль продольной оси дроссельного устройства, и снабжено регулируемым фиксатором положения иглы. Изобретение позволяет осуществлять бесступенчатое регулирование давления подачи масла в двигатель и повысить надежность работы двигателя за счет поддержания оптимальной величины давления подачи масла во всем диапазоне режимов работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается перепускного клапана, используемого в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для поддержания заданной величины давления подачи масла. Перепускной клапан содержит корпус с седлом, контактирующим с торцом подпружиненной тарели. Над седлом в корпусе установлена гильза с двумя рядами последовательно расположенных окон и втулкой, установленной снаружи гильзы и перекрывающей ближайший к седлу ряд окон. Внутренняя полость в гильзе через дальний от седла ряд окон сообщена с выходной полостью в корпусе, а над тарелью установлена подвижная опора, в закрытом положении клапана расположенная от обращенного к ней упорного торца тарели на расстоянии, равном половине разности продольной длины ближайшего к седлу ряда окон и толщины тарели. Техническим результатом изобретения является повышение надежности двигателя вследствие оптимизации настройки давления подачи масла на разных режимах работы, снижение потребной производительности системы подачи масла и массы нагнетающих насосов, а также снижение потребляемой нагнетающими насосами мощности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Нагнетающий центробежно-шестеренный насос содержит корпус 1 с каналом входа 20 в насос, установленные в расточках корпуса 1 и находящиеся в зацеплении шестерни 2 и 3, в ступицах которых выполнены каналы 11, 12 для прохода рабочей жидкости в межзубовые полости 13, и полость нагнетания 19. В центральных расточках шестерен 2, 3 образованы полости всасывания 7, 8, в которых установлены соосно шестерням 2, 3 направляющие конусы 9, 10. Каждая из полостей 7, 8 снабжена индивидуальным каналом подвода 14, 15 рабочей жидкости. Вход канала 14 сообщен с полостью 19 через встроенный в корпус 1 перепускной клапан 17. Вход канала 15 сообщен с каналом 20. Выходы каналов 14, 15 расположены соосно центральным расточкам в шестернях 2, 3 и сообщены с полостями 7, 8 через смесительную камеру 16. Изобретение направлено на улучшение высотных характеристик нагнетающего центробежно-шестеренного насоса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ), применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода разнообразных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Маслосистема ЭГТУ содержит два нагнетающих насоса с приводом одного из них от ротора турбокомпрессора, а другого - с электроприводом, всасывающие магистрали которых подключены параллельно к маслобаку, а напорные магистрали сообщены между собой через автоматическое запорное устройство и соединены с масляными полостями опорных подшипников роторов компрессора и свободной турбины, причем в магистрали подачи масла к упорному подшипнику турбокомпрессора установлен датчик давления. Согласно изобретению автоматическое запорное устройство выполнено в виде обратного клапана, установленного между напорными магистралями нагнетающих насосов и подпружиненного в сторону выхода нагнетающего насоса с электроприводом, а датчик давления соединен с последним. Такое выполнение устройства позволит упростить процесс подачи масла в масляные полости турбокомпрессора и свободной системы и таким образом повысить надежность работы ЭГТУ. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя содержит корпус с маслосбрасывающей резьбой и маслоулавливающей канавкой и установленный в нем на опорных подшипниках приводной вал с осевой крыльчаткой. Перед осевой крыльчаткой установлено выполненное за одно целое с ней радиальное лопаточное колесо, дисковая часть которого расположена под маслосбрасывающей резьбой корпуса и снабжена на периферии каналами, сообщающими между собой проточную часть радиального лопаточного колеса и осевой крыльчатки. Лопаточная часть расположена под маслоулавливающей канавкой и снабжена входными кромками, отогнутыми против направления вращения суфлера. На лопатках осевой крыльчатки на стороне, расположенной против направления вращения суфлера, выполнены поперек оси вращения маслонакопительные канавки, сообщающиеся с маслосбрасывающей резьбой. Изобретение позволяет повысить эффективность сепарации в суфлере, за счет оптимизации траектории движения газожидкостной смеси в проточной части крыльчатки. 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства масляной системы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема содержит маслобак, неприводной центробежный воздухоотделитель, размещенный внутри маслобака, и электромагнитный сигнализатор металлических частиц в масле накопительного типа. Последний работает совместно с неприводным центробежным воздухоотделителем (циклоном), что позволяет использовать предварительную сепарацию металлических частиц в поле центробежных сил, образующихся вследствие закрутки потока масла, поступающего в циклон по касательной к его боковой стенке. Осуществление изобретения позволит значительно повысить надежность работы маслосистемы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства системы суфлирования воздуха авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД). Задачей изобретения является снижение расхода масла в ГТД за счет рациональной организации подвода воздуха и отвода масла от суфлера. Указанная задача решается тем, что в системе суфлирования воздуха в авиационном ГТД, содержащей полости подшипниковых опор ротора и коробку привода агрегатов с приводным центробежным суфлером с каналами подвода воздха и отвода масла, согласно настоящему изобретению полости подшипниковых опор ротора подключены системой суфлирующих магистралей к подводящему каналу установленного внутри замкнутой емкости циклонного воздухоотделителя, воздухоотводящий канал которого сообщен с замкнутой полостью, которая сообщена с каналом подвода воздуха в центробежный суфлер, а в подводящий канал циклонного воздухоотделителя встроен эжектор, низконапорное сопло которого сообщено с каналом отвода масла центробежного суфлера. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения настройки дросселя и обеспечения стабильности давления подачи масла при запуске. Указанный технический результат решается тем, что известная маслосистема авиационного ГТД с форсажной камерой содержит сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, восходящая ветвь которого через второй выход управляемого двухпозиционного клапана сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания. При этом регулируемый дроссель установлен в магистрали, сообщающей петлю сифонного затвора с маслобаком. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Центробежно-шестеренный насос содержит шестерни 2, размещенные в расточках корпуса 1 и установленные на валах 3, расположенных в опорных подшипниках 4, каналы 9, выполненные в ступицах шестерен 2 с заборными отверстиями 16 для подвода жидкости в межзубовые полости 10, дросселирующие иглы 13, установленные перед отверстиями 16 с возможностью осевого перемещения и снабженные устройством для ограничения хода иглы 13. Насос снабжен стержнем 12, установленным соосно центральной расточке 11, выполненной внутри каждой из шестерен 2. Игла 13 установлена на стержне 12, подпружинена со стороны шестерни 2 и соединена со стержнем 12 с возможностью свободного осевого хода. Конец стержня 12 пропущен через шестерню 2 внутрь вала 3 и зафиксирован в нем штифтом 18, запрессованным в совместно обработанные радиальные отверстия в стержне 12 и валу 3, расположенные под ближайшим к шестерне 3 подшипником 4. На противоположном конце стержня 12 расположено устройство для ограничения хода иглы 13. Изобретение направленно на упрощение конструкции нагнетающего центробежно-шестеренного насоса и повышение точности настройки его производительности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства насоса, используемого в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Двухсекционный центробежно-шестеренный насос содержит корпус, выполненный в виде двух полуразъемов, образующих замкнутую полость. Внутри полости с зазором между собой установлены крышки, состыкованные с соответствующими полуразъемами и образующие с ними изолированные друг от друга камеры. В камерах попарно размещены установленные на двух общих валах находящиеся в зацеплении шестерни каждой секции с образованием полостей всасывания и нагнетания, сообщенных соответственно с каналами подвода и отвода рабочей жидкости. Замкнутая полость в корпусе между крышками сообщена с полостью всасывания любой секции посредством канала, выполненного в любом из полуразъемов. Изобретение направлено на повышение надежности работы насоса за счет ликвидации застоя масла, попадающего в замкнутую полость корпуса между крышками во время работы насоса, путем организации его откачки из последней. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. Магистрали подвода масла к масляным полостям подшипников ротора компрессора и коробки привода агрегатов сообщены с восходящей ветвью сифонного затвора, а магистраль подвода масла в масляную полость подшипника турбины сообщена с нисходящей ветвью сифонного затвора. Причем жиклер стравливания воздуха сообщен с магистралью откачки масла. Изобретение позволяет повысить надежность работы маслосистемы вследствие обеспечения противопожарной безопасности. 1ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета (ГТД). Патрубок подвода масла выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов, снабженных на концах заборниками, один из которых установлен в верхней части масляной полости, а другой в нижней ее части, при этом заборники снабжены автономными грузовыми шариковыми клапанами. Эта особенность позволит при перевернутом полете или полете с отрицательными перегрузками исключить уход масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора ГТД и избежать режим «масляное голодание» двигателя при выполнении самолетом фигур высшего пилотажа (не менее 30 с). 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к элементам системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Дистанционная втулка выполнена из двух частей, в одной из которых со стороны вала образована кольцевая проточка, в которую заведен ответный конец другой части втулки, причем в валу установлен стопор, выполненный в виде штифта, концы которого размещены между торцами частей втулки, а его торцы контактируют с боковой поверхностью кольцевой проточки. Технический результат изобретения – обеспечение работы суфлера при разрушении крепления крыльчатки к валу. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД). В устройстве всасывающий патрубок откачивающего насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, соединенного герметично с входным фланцем насоса и снабженным на конце заборником масла с инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан, что позволяет при перевороте самолета или возникновении отрицательных перегрузок исключить перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника при выполнении самолетом длительных (более 30 с) фигурных полетов и восстановить циркуляционный объем масла в маслобаке и обеспечить стабильность давления масла на входе в двигатель. Технический результат от использования изобретения - повышение маневренности самолета за счет увеличения продолжительности фигурных полетов. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема ГТД содержит маслобак с центробежным воздухоотделителем, суфлер-сепаратор с магистралью суфлирования и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с жиклером стравливания в петле затвора. Внутри маслобака установлен дополнительный центробежный воздухоотделитель, вход в который сообщен с магистралью суфлирования суфлера-сепаратора, а выход - со свободным объемом маслобака, причем жиклер стравливания в петле сифонного затвора подключен к магистрали суфлирования. Осуществление изобретения приведет к повышению надежности срабатывания сифонного затвора после останова двигателя и, следовательно, работы всей маслосистемы и двигателя в целом. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины содержит откачивающий насос, всасывающая магистраль которого подключена к сливной магистрали масляной полости. Снаружи масляной полости установлена компенсационная емкость, верхняя полость которой сообщена со сливной магистралью, последняя выполнена из двух автономных трубопроводов, подсоединенных параллельно к масляной полости таким образом, что заборник масла одного из трубопроводов размещен в нижней части полости, а заборник масла другого - выше первого, причем нижняя полость компенсационной емкости сообщена со всасывающей магистралью откачивающего насоса. Осуществление изобретения позволит увеличить КПД турбомашины за счет снижения гидравлических потерь в проточной части корпуса и повысить надежность работы маслосистемы при останове турбомашины. 1ил.

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Подшипник размещен внутри крыльчатки, внутренняя обойма его установлена на выполненном в корпусе соосно крыльчатке цилиндрическом пальце. Наружная обойма подшипника закреплена относительно крыльчатки. По обе стороны подшипника внутри крыльчатки образованы изолированные от ее проточной части камеры, одна из которых со стороны входа в крыльчатку сообщена через выполненные в лопатках радиальные каналы с каналом отвода отсепарированного масла, а другая камера, обращенная к тыльной стороне крыльчатки, через осевой и радиальный каналы, выполненные внутри пальца, сообщена с каналом подвода масла к опорному подшипнику. Изобретение позволяет повысить надежность работы суфлера и сократить расход масла на двигателе. 1 ил.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины относится к области авиационного двигателестроения. Масляная полость сообщена магистралью слива с компенсационной емкостью, подсоединенной к всасывающей магистрали откачивающего насоса и сообщенной через сливную магистраль с масляной полостью в зоне стыковки качающего узла насоса с приводной рессорой. Целесообразно компенсационную емкость снабдить магистралью суфлирования, в которую установить нормально открытый запорный клапан, полость управления которым подключена к магистрали подачи масла. Изобретение позволит повысить надежность устройства для смазки опорного подшипника ротора двухроторной турбомашины и турбомашины в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Крыльчатка выполнена составной конструкции и смонтирована внутри установленной на конце вала цилиндрической камеры. Боковые торцы лопаток крыльчатки упираются в ее заднюю стенку, внешние кромки лопаток по наружному диаметру крыльчатки прилегают к боковой стенке камеры. В проточную часть крыльчатки установлена поперек лопаток по меньшей мере одна пара разделительных перегородок, одна из которых перекрывает межлопаточное пространство крыльчатки в центральной зоне проточной части на выходе из крыльчатки, а другая перегородка перекрывает его в периферийной зоне проточной части на выходе из крыльчатки. При этом подвод газожидкостной смеси на вход суфлера выполнен осевым со стороны передней стенки камеры, отвод чистого газа выполнен со стороны задней ее стенки через полый вал, а возврат уловленной суфлером жидкости в картер суфлируемой полости выполнен через радиальные каналы в боковой стенке камеры, на внешней стороне которой выполнен зубчатый венец. Такое выполнение приводного центробежного суфлера позволит обеспечить интенсификацию отделения жидкости в нем за счет разделения траекторий двух потоков - газожидкостной смеси, поступившей на вход суфлера для очистки, и потока уловленных частиц жидкости, возвращающихся в картер суфлируемой полости для повторного использования.1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается предохранительного клапана двойного действия, используемого в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя для поддержания заданных режимов давления воздуха в масляных полостях. Предохранительный клапан двойного действия содержит корпус с двумя посадочными седлами, взаимодействующий с двумя тарельчатыми затворами, один из которых - избыточного давления - подпружинен внутрь масляной полости, а другой - разряжения - подпружинен в атмосферу. Корпус выполнен из средней и двух концевых частей, соединенных между собой резьбой через среднюю часть. Седло затвора разряжения выполнено на тарели затвора избыточного давления в форме двух концентричных кольцеобразных выступов, внутренняя полость между которыми сообщена с атмосферой. Тарель затвора избыточного давления снабжена хвостовиком с направляющей в средней части корпуса. Тарель затвора разряжения снабжена хвостовиком с направляющей, охватывающей снаружи хвостовик тарели затвора избыточного давления. Затворы избыточного давления и разряжения поджаты к посадочным седлам пружинами, регулирующимися регулировочными кольцами, установленными под торцами пружин в средней части корпуса. Изобретение обеспечивает надежность предохранительного клапана двойного действия, улучшает герметичность тарельчатых затворов избыточного и пониженного давлений, упрощает доводку клапана. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

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.

Изобретение относится к двухседельному поплавковому клапану и предназначено для автоматизации процесса заправки баков рабочими жидкостями в конструкции масляного либо топливного бака при предполетной подготовке летательного аппарата. Двухседельный поплавковый клапан содержит корпус с посадочными седлами, в котором на оси вращения закреплен рычаг с поплавком, соединенный с установленными на штоке с возможностью осевого перемещения двумя клапанами, взаимодействующими с посадочными седлами. Поплавок закреплен относительно рычага на оси вращения. В зоне оси вращения на примыкающих друг к другу элементах поплавка и рычага выполнено угловое делительное устройство в виде расположенных равномерно на одинаковых окружностях с разным шагом сквозных отверстий одинакового диаметра на сопрягаемых поверхностях и фиксатора взаимного углового расположения поплавка относительно рычага, устанавливаемого внутрь совпадающих при вращении поплавка относительно рычага отверстий. Изобретение упрощает регулировку уровня заправки бака рабочей жидкостью и сокращает цикл предполетной подготовки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Суфлирующая магистраль с заборником в нижней части корпуса выполнена отдельно от блока суфлирующих магистралей, установлена над перегородкой и имеет автономное сообщение с коллектором. Заборник ее соединен с суфлирующей магистралью через коленообразный участок магистрали и параллельно подключен через отверстие в перегородке, выполненное у задней стенки корпуса, к свободному объему маслобака. Заявленное изобретение позволяет при действии на самолет отрицательных перегрузок исключить выброс в атмосферу тех объемов масла, которые скапливаются в погруженной в масло части маслозаборников, что сокращает расход масла и улучшает экологические характеристики двигателя самолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы боковой поверхности вала цилиндрические участки штифта расположены перед торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса. Торцовые участки штифта спрятаны внутрь выполненной в крыльчатке на входе кольцевой проточки, исключается попадание элементов разрушения в сторону механизма привода (коробки приводов двигательных агрегатов), что повышает надежность конструкции суфлера. 2 ил.

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в маслосистемах теплонапряженных авиационных ГТД для регулирования давления сжатого воздуха и горячих газов в системе суфлирования. Баростатический клапан двойного действия для системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя содержит корпус с выполненными в нем седлами, взаимодействующими с двумя тарельчатыми клапанами, подключенными параллельно в магистраль суфлирования, один из которых - баростатический - связан с чувствительным элементом, воспринимающим изменение давления окружающей двигатель атмосферы, а другой клапан - предельного давления в системе суфлирования. Седла повернуты в одну сторону в направлении к чувствительному элементу, клапан предельного давления расположен между чувствительным элементом и баростатическим клапаном и соединен с последним механически с возможностью свободного хода обоих клапанов. Ход баростатического клапана выполнен больше, чем ход клапана предельного давления. Данное изобретение позволяет снизить гидросопротивление баростатического клапана за счет увеличения проходного сечения в выходном тракте устройства, что, по мнению заявителя, повысит надежность его работы. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства центробежно-шестеренных маслонасосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Центробежно-шестеренный маслонасос содержит корпус, расположенные в расточках корпуса шестерни с каналами подвода масла, подключенными в полость всасывания, и выполненные за одно целое с шестернями ведущий и ведомые роторы, установленные в опорных подшипниках, размещенных в полостях корпуса, обращенных в сторону полости привода к насосу. Полость опорных подшипников ведомого ротора изолирована от полости привода. Полость подшипников ведущего ротора сообщена с полостью привода и соединена каналами с полостью опорных подшипников ведомого ротора, которая дополнительно подключена магистралью к полости всасывания. Изобретение позволяет обеспечить принудительную циркуляцию смазки через опорные подшипники сразу двух роторов без использования вспомогательных насосов, что повышает надежность работы насоса и упрощает его конструкцию. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора. Изобретение обеспечивает снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства центробежно-шестеренных насосов наружного зацепления, применяемых, в частности, в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Насос содержит корпус с установленным в нем в опорных подшипниках ведущим и ведомым роторами, в расточках шестерен которых размещены предвключенные радиальные крыльчатки и разделительные элементы полостей всасывания и нагнетания, и крышку с каналами подвода и отвода масла. Между корпусом и крышкой установлена съемная перегородка с выполненным с ней зацело разделительным элементом и впускным отверстием к ведомому ротору. В перегородке размещен один из опорных подшипников ведущего ротора. В крышке расположен один из опорных подшипников ведомого ротора. Канал подвода отделен от впускного отверстия в перегородке опорой ведущего ротора. Изобретение направлено на повышение надежности конструкции насоса за счет исключения возможности заклинивания шестерен (упрощается регулировка торцового зазора), улучшения герметичности наружного стыка (резиновое кольцо вместо пакета металлических прокладок) и улучшения охлаждения высокооборотных (более 10.000 об/мин) опорных подшипников роторов насоса. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей, предназначенных к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при скоростях М>2,3 и высотах Н>25 км. Особенностью предложенного центробежно-шестеренного насоса является выполнение каналов подвода внутри ступицы шестерни в два ряда с наклоном к оси ее вращения и заборными отверстиями, направленными в противоположные друг от друга стороны. Заборные отверстия каждого ряда каналов подвода сообщены с автономными полостями всасывания, выполненными в корпусе по обеим сторонам шестерен и сообщенными с входом в насос. Выпускные отверстия каналов подвода противоположных рядов сообщены между собой через общие межзубовые полости. Разделители полостей всасывания и нагнетания установлены в корпусе по обеим сторонам шестерен с перекрытием заборных отверстий каналов подвода, контактирующих с внешними стенками разделителей. Реализация изобретения позволит улучшить высотные характеристики насоса, а также повысить его производительность на частотах вращения шестерен ~ 7000 об/мин и выше, за счет снижения гидросопротивления тракта «каналы подвода - межзубовые полости шестерен». 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для подачи и откачки масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни, одна из которых - ведущая - соединена с приводным валом, и выполненные в ступицах шестерен каналы подвода жидкости в межзубовые впадины, сообщенные с полостью всасывания, подключенной к заборному патрубку. Заборный патрубок выполнен в корпусе со стороны приводного вала, напротив ведомой шестерни, и сообщен с полостью всасывания через сквозной канал, выполненный в валу и ступице ведомой шестерни. Изобретение позволяет реализовать течение потока масла на участке от картера масляной полости до входа в насос по самой короткой траектории и с минимальным количеством поворотов, что резко снизит гидравлическое сопротивление на входном тракте насоса откачки масла и повысит надежность работы маслосистемы авиационного ГТД. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для подачи масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса 1 и находящиеся в зацеплении шестерни 2, в ступицах которых выполнены каналы 3 подвода жидкости в межзубовые впадины 5, заканчивающиеся заборными отверстиями 6, взаимодействующими с закрепленными в корпусе 1 разделителями 7 полостей всасывания и нагнетания. Перед заборными отверстиями 6 каналов подвода установлена с возможностью осевого перемещения дросселирующая игла 8 так, что ее наружный диаметр расположен внутри разделителей 7. Изобретение направлено на упрощение конструкции и повышение надежности работы насоса. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, касается устройства элементов систем газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в маслосистемах авиационных ГТД для поддержания заданного давления воздушно-газовой смеси в системе суфлирования масляных полостей. Баростатический клапан двойного действия для системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя тарельчатыми клапанами, подключенными параллельно к магистрали суфлирования, один из которых - баростатический, - связан с чувствительным элементом, воспринимающим давление окружающей атмосферы, а другой клапан - избыточного давления в системе суфлирования. Клапаны установлены в противоположных местах относительно магистрали суфлирования. Чувствительный элемент выполнен в виде пакета отдельных мембранных коробок, поджатых через тарелку баростатического клапана к установленной в корпусе с противоположной стороны пакета подвижной опоре. Опора снабжена устройством для фиксации взаимного положения тарелки баростатического клапана и его седла. Изобретение направлено на повышение надежности работы агрегата за счет предварительной регулировки первоначального хода баростатического клапана. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Оба опорных подшипника размещены по одну сторону крыльчатки со стороны приводного вала и расположены внутри единого установленного концентрично поверх вала стакана, открытая сторона которого развернута в направлении каналов подвода газомасляной смеси, а донышко через образованную в нем кольцевую щель сообщено с корневой частью межлопаточных каналов крыльчатки. Изобретение позволяет повысить надежность работы суфлера и упростить его конструкцию. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства центробежно-шестеренных насосов, применяемых в гидросистемах машин и, в частности, в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит размещенные в расточках корпуса (1) на параллельных валах (2, 3) находящиеся в зацеплении шестерни (4, 5) с выполненными с торца, обращенного на вход, центральными расточками (6, 7) и каналами (8, 9) подвода жидкости в межзубовые полости. Каждая из шестерен (4, 5) снабжена предвключенным осевым колесом (12, 13). Каналы (8, 9) выполнены внутри ступицы шестерни (4, 5) с заборными отверстиями, расположенными на боковой поверхности расточки (6, 7). Внутри расточки (6, 7) концентрично осевому колесу (12, 13) установлен конический переходник (14, 15) с профилированной боковой поверхностью, кромка (16, 17) которой расположена напротив отверстий. Изобретение направлено на упрощение конструкции насоса за счет отказа от использования на входе в межзубовые полости шестерен предвключенной радиальной крыльчатки и необходимости направленной взаимной ориентации в процессе сборки лопаточных профилей крыльчатки и осевого колеса. 1 ил.

Приводной центробежный суфлер относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Приводной центробежный суфлер ГТД содержит корпус с маслосбрасывающей резьбой и маслоулавливающей канавкой и установленную в нем осевую крыльчатку, вход в которую сообщен с каналом подвода газомасляной смеси, а выход - через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Проточная часть крыльчатки выполнена в виде направляющей диафрагмы, увеличивающейся в диаметре в сторону выхода, причем участок диафрагмы с максимальным диаметром, меньшим наружного диаметра лопаток крыльчатки, образует с корпусом дополнительные окна, сообщенные через газоотводящие окна с выходным патрубком суфлера. Лопатки крыльчатки, расположенные в зоне размещения маслоулавливающей канавки, выполнены с выступом, заведенным в последнюю. Маслоулавливающая канавка сообщена со входом регулируемого подпружиненного клапана постоянного перепада, выход из которого сообщен с маслосистемой двигателя. Изобретение позволит повысить эффективность отделения масла от газа и сократить расход масла в двигателе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается устройства маслосистемы газотурбинного двигателя. В масляной системе, содержащей подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с магистралью сброса в маслобак уловленного суфлером масла, в магистраль откачки встроен эжектор так, что выход из магистрали откачки выполнен соплом для эжектирующего потока масловоздушной эмульсии, а выход магистрали сброса уловленного суфлером масла выполнен соплом для эжектируемого потока в магистрали сброса масла, которое через смесительную камеру и диффузор сообщено с маслобаком. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы маслосистемы. 1 з. п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных высокотемпературных ГТД. В известном приводном центробежном суфлере, содержащем пристыкованный к КПА корпус с каналами подвода газомасляной смеси на вход установленной внутри него осевой крыльчатки, согласно изобретению каналы подвода смеси заключены внутрь кольцеобразной магистрали, наружная стенка которой выполнена в виде съемного экрана и подключена к устройству подачи охлаждающего агента. Технический результат изобретения - обеспечение конденсации паров масла в кольцеобразной магистрали перед попаданием газомасляной смеси в каналы подвода и возврат конденсата обратно в маслосистему позволяет сократить расход смазки двигателя. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в магистрали подачи масла в двигатель, причем петля сифонного затвора с жиклером стравливания воздуха расположена внутри полости маслобака, а жиклер сообщен со свободным его объемом, согласно изобретению, восходящая часть петли сифонного затвора образована магистралью подвода масла к фильтру, а ниспадающая часть петли образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра. Изобретение обеспечивает уменьшение гидравлического сопротивления в магистрали подачи масла к двигателю и сокращение потерь давления масла в ее тракте, а также сокращение длины магистрали подачи масла и, как следствие, массы потребных трубопроводов.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль подключения к источнику сжатого воздуха, при этом вход насоса откачки масла сообщен с выходом изолированной сменной камеры, соответствующей по объему той масляной полости, которую на двигателе обслуживает этот насос, сменная камера снабжена мерным стеклом и магистралью суфлирования с устройством регулировки проходного сечения, вход сменной камеры сообщен с выходом генератора воздушно-масляной смеси, выполненного в виде смесительного устройства, генератор воздушно-масляной сети сообщен магистралями через дроссельные краны с выходом из насоса подачи масла и с источником сжатого воздуха. Изобретение обеспечивает повышение качества и точности проводимых испытаний за счет создания на установке условий работы маслонасосов, максимально приближенных к реальным условиям их эксплуатации, а также обеспечивает возможность проведения высотных испытаний маслонасосов без усложнения испытательной установки и дополнительных энергозатрат. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

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.

Маслосистема энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ) относится к области двигателестроения, а именно к маслосистемам ЭГТУ, применяемым на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Характерной особенностью предложенной ЭГТУ является использование автономных дренажных емкостей для каждой масляной полости свободной турбины, подключенных к индивидуальному насосу откачки, что позволит исключить в системе откачки масла разбалансировку в работе насосов, вызванную перетечками воздушных потоков из одной масляной полости в другую через объединенную дренажную полость. Изобретение позволит отказаться от использования дополнительно откачивающего насоса с электроприводом, а объединение между собой напорных магистралей нагнетающих насосов в системе подачи масла позволит повысить надежность работы ЭГТУ в случае поломки одного из нагнетающих насосов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства газожидкостного сепаратора, используемого в маслосистемах энергетических газотурбинных установок для очистки от масла суфлируемого воздуха, выбрасываемого в атмосферу. Газожидкостный сепаратор содержит вертикальный корпус в виде внешнего цилиндра с установленным в нем внутренним цилиндром с отверстиями для отвода газа, размещенный между ними спиральный элемент с винтовой поверхностью, образующий спиральный канал, и устройства для подвода газожидкостной смеси в верхней части корпуса и отвода дегазированной жидкости в нижней части корпуса. Устройство для отвода жидкости выполнено в виде двух расположенных в нижней части внешнего цилиндра патрубков отвода жидкости, отделенных друг от друга перфорированной горизонтальной перегородкой. Один из патрубков расположен в основании внешнего цилиндра и направлен вниз, а другой патрубок отвода жидкости расположен касательно к боковой стенке внешнего цилиндра и установлен по направлению навивки спирального элемента, причем выход из бокового патрубка подключен касательно в верхнюю часть боковой стенки дополнительного цилиндрического корпуса с диаметром меньшим, чем диаметр внешнего цилиндра. Техническим результатом является повышение эффективности очистки газовых включений от жидкости. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

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 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 области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Насос содержит размещенные в расточках корпуса 1 и установленные на валах 3, расположенных в подшипниках 4, находящиеся в зацеплении шестерни 2. С торца каждой шестерни 2, обращенного на вход, выполнены центральные расточки 5. Насос имеет каналы 12 подвода жидкости в межзубовые впадины 13 шестерен 2 и закрепленные в корпусе 1 разделители 9 полостей 7, 8 всасывания и нагнетания и заборные отверстия 11. Каналы 12 выполнены внутри ступицы шестерни 2 с наклоном к оси ее вращения. Отверстия 11 направлены к входу в центральную расточку 5 шестерни 2, образующую по наружному диаметру сплошную стенку. Разделители 9 размещены с перекрытием заборных отверстий 11 каналов подвода, контактирующих с внешними стенками разделителей 9. Сеть каналов 12, вращающаяся вместе с шестернями 2, представляет собой лопастную решетку подкачивающего центробежного насоса. Это позволяет отказаться от использования специального лопаточного колеса, что упростит конструкцию насоса, снизит трудоемкость его изготовления и повысит КПД. 1 з.п. ф-лы, 2 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.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх