Патенты автора Фомин Вячеслав 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 авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). В маслосистеме, содержащей маслобак с горизонтальной перегородкой, разделяющей его на циркуляционный отсек в нижней части маслобака и отсек свободного объема в верхней части маслобака, масляный фильтр, корпус которого закреплен в горизонтальной перегородке, магистраль подвода масла с теплообменником, сообщенную с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, сифонный затвор, восходящая часть петли которого образована магистралью подвода масла, а нисходящая часть петли сифонного затвора образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра, жиклер, трубу суфлирования, установленную в отсеке свободного объема, согласно настоящему изобретению, труба суфлирования снабжена рубашкой охлаждения, сообщенной патрубком с внутренней полостью корпуса масляного фильтра, а трубками - с циркуляционным отсеком, причем один конец патрубка встроен в верхнюю часть боковой стенки корпуса масляного фильтра, а другой его конец снабжен жиклером. Технические результаты, достигаемые заявленным устройством, заключаются в уменьшении концентрации масла газомасляной смеси в свободном объеме маслобака, более эффективном разделении масла и воздуха в трубе суфлирования и в центробежном суфлере, снижении выброса масла в составе газомасляной смеси в атмосферу, уменьшении уровня загрязнения окружающей среды и сокращении финансовых затрат на последующее приобретение масла. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Технический результат - упрощение конструкции, уменьшение габаритов и веса маслобака. Предложена маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая маслобак 1 с горизонтальной перегородкой 2, разделяющей его на циркуляционный отсек 3 в нижней части маслобака 1 и отсек 4 свободного объема в верхней части маслобака 1, заборник, всасывающую магистраль, маслоагрегат, напорную магистраль, жиклер 5, масляный фильтр 6, корпус 7 которого размещен во внутренней полости маслобака 1, трубу подвода 8 к масляному фильтру 6, трубу отвода 9 от масляного фильтра 6. Корпус 7 масляного фильтра 6 расположен наклонно к горизонтальной перегородке 2. Жиклер 5, установлен на максимально удаленном от горизонтальной перегородки 2 участке боковой стенки корпуса 7 масляного фильтра 6 и выполнен сообщающим полость 10 корпуса 7 масляного фильтра 6 с отсеком свободного объема 4 маслобака 1. 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 нефтедобывающей промышленности и может быть использовано в процессе добычи углеводородов, в частности для вынужденного бездымного сжигания углеводородов, в том числе нефти, накапливаемой в период пробной эксплуатации и исследования нефтяных скважин непосредственно на промысле, а также на морских нефтяных платформах. Техническим результатом является обеспечение высокой надежности, безопасности и долговечности устройства. Факельное устройство для сжигания жидких углеводородов содержит расположенные горизонтально и установленные параллельно друг другу, оснащенные, по меньшей мере, одной головкой горелки факельные стволы подачи нефти и сжатого воздуха, дежурную газовую горелку, закрепленную к факельным стволам, выполненным с возможностью соединения с трубопроводами подвода нефти и сжатого воздуха, раму-основание, на которой смонтированы все элементы устройства и защитный экран. Каждая головка горелки выполнена в виде, по меньшей мере одной форсунки и центральной части, соединенной через факельные стволы с трубопроводами нефти и сжатого воздуха, дежурная газовая горелка содержит по меньшей мере одно сопло, обращенное к каждой форсунке, выполненное с возможностью подсоединения через трубопроводы к источнику сжатого воздуха и емкости с газом. Воспламеняющее устройство для розжига сопла каждой газовой горелки выполнено в торце центральной части головки горелки в виде расположенных по кругу радиальных каналов для подачи сжатого воздуха и газа и по меньшей мере одного искрообразователя с пневмо или электрозапуском, соединенного с панелью управления. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Первый блок подпятников откачивающего насоса маслоагрегата включает два фронтальных подпятника, которые установлены в нижнем корпусе маслоагрегата. Второй блок подпятников включает два тыльных подпятника, которые установлены в среднем корпусе маслоагрегата. Подпятники выполнены гидродинамически адаптированными под рабочие параметры зубьев и межзубных впадин шестеренных колес и наделены входным и выходным каналами, формирующими совместно с шестеренными колесами насоса последовательные участки масляного тракта. Подпятники выполнены в виде усеченного диска с образованием лыски. При этом входной канал фронтального подпятника ведущего колеса выполняют в виде сквозного радиально-дугового проема. Входной канал фронтального подпятника ведомого колеса выполняют с частично несквозным радиально-дуговым проемом. Входной канал тыльных подпятников выполнен в виде дугового несквозного проема, имеющего внутреннюю стенку и маслоудерживающую донную площадку, закрученного в направлении вращения соответствующего колеса в проекции на условную плоскость, нормальную к вектору ввода перекачиваемого масла в насос. Диск каждого подпятника имеет дуговую площадку удержания и переноса откачиваемой среды в межзубных впадинах венца шестеренного колеса, определенную от границы канала заполнения впадин до начала зоны выдавливания откачиваемой среды. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы откачивающего насоса маслоагрегата. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Смонтированный в корпусе маслоагрегата откачивающий насос устанавливают на крышке КДА в зоне стока отработанного масла. Откачивающий насос содержит шестеренный рабочий орган, который включает установленные на параллельных валах два колеса, наделяя каждое с подпятниками. Ведущий вал сообщен по крутящему моменту через рессору редуктора привода с источником энергии. На ведомом валу устанавливают ведущее колесо, передающее энергию вращения ведомому, установленному на ведущем валу. Фронтальные подпятники устанавливают в нижнем корпусе, а тыльные - в среднем корпусе маслоагрегата. Подпятники наделяют каждый входным и выходным каналами, формирующими совместно шестеренными колесами последовательные участки масляного тракта насоса. Расстояние между валами принимают необходимым и достаточным для обеспечения максимального взаимного зацепления зубьев шестеренных колес. В способе работы откачивающего насоса масло через входное отверстие в нижнем корпусе маслоагрегата и далее по внутреннему каналу подают под минимально необходимым избыточным давлением в рабочий орган насоса с последующим объемным вытеснением откачиваемой среды из межзубных впадин взаимодействующих шестеренных колес по откачивающей магистрали масло под более высоким давлением через выходной канал в среднем корпусе маслоагрегата подают в маслобак двигателя на очистку и охлаждение. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих колес производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов, определяемом половиной угла, образованного радиусами колес от заходной точки взаимного пересечения условных цилиндрических поверхностей, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов до выходной точки пересечения условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестерен, составляющем угловой сектор αв.о.н.. Угловой сектор последующего разряжения βр.о.н. в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы откачивающего насоса маслоагрегата. 6 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Нагнетающий насос содержит шестеренный рабочий орган, который включает установленные на параллельных валах два колеса, наделяя каждое с торцов подпятниками. Ведущий вал сообщен по крутящему моменту через рессору редуктора привода с источником энергии. Фронтальные подпятники устанавливают в среднем корпусе, а тыльные - в верхнем корпусе маслоагрегата. Подпятники наделяют каждый входным и выходным каналами, формирующими совместно шестеренными колесами последовательные участки масляного тракта насоса. Расстояние между валами принимают необходимым и достаточным для обеспечения максимального взаимного зацепления зубьев шестеренных колес. В способе работы нагнетающего насоса последний соединяют с маслобаком подводящей магистралью, по которой под минимальным давлением подают через фильтр грубой очистки масло в шестеренный рабочий орган насоса. Масло с повышением давления до требуемого уровня пропускают через рабочий орган насоса, откуда под рабочим давлением через фильтр тонкой очистки по подающей магистрали направляют к нагруженным узлам двигателя для смазки и охлаждения. Подпятники выполнены конструктивно и гидродинамически адаптированными под рабочие параметры зубьев и межзубных впадин зубчатых венцов шестеренных колес. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих шестеренных колес производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов колес, определяемом половиной центрального угла, образованного точками пересечения условных цилиндрических поверхностей, соосных с осями соответствующих колес, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов от заходной до выходной точки пересечения указанных условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестеренных колес, составляющего αв.о.н. Угловой сектор последующего разрежения αр.о.н в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения αр.о.н=αв.о.н. Технический результат группы изобретений состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы нагнетающего насоса маслоагрегата. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Маслоагрегат включает откачивающий и нагнетающий насосы с общими валами. На валах устанавливают две пары шестеренных колес насосов и наделяют каждое с торцов подпятниками, снабженными входными и выходными каналами. Подпятники выполнены конструктивно и гидродинамически адаптированными под рабочие параметры зубьев и межзубных впадин зубчатых венцов шестеренных колес. Подпятники совместно с соответствующими шестеренными колесами ОН и НН формируют последовательные участки двух независимых масляных трактов МА. Один из валов выполняют ведущим, сообщенным по крутящему моменту с источником энергии, и наделяют ведомым колесом ОН и ведущим колесом НН, который передает энергию вращения на ведомое колесо НН, установленное на втором ведомом валу. Ведомый вал НН на участке ОН наделяют функцией ведущего, передавая крутящий момент от ведущего вала НН через шестеренную передачу рабочих колес НН на ведущее колесо ОН и далее на ведомое колесо ОН, свободно установленное на ведущем валу НН. В способе работы маслоагрегата в ОН масло через входное отверстие и далее по внутреннему каналу подают под необходимым избыточным давлением в ОН, масло с последующим объемным вытеснением откачиваемой среды из межзубных впадин взаимодействующих шестеренных колес по откачивающей магистрали под более высоким давлением через выходной канал подают в маслобак. НН соединяют с маслобаком подводящей магистралью, по которой под минимальным давлением подают масло в НН. Масло с повышением давления до требуемого уровня пропускают через НН, откуда под рабочим давлением по подающей магистрали направляют к нагруженным узлам двигателя. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих колес ОН и НН производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов, определяемом половиной угла, образованного радиусами колес от заходной точки взаимного пересечения условных цилиндрических поверхностей, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов, до выходной точки пересечения условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестерен, составляющем угловой сектор αв.o.н.. Угловой сектор последующего разряжения αр.о.н. в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы маслоагрегата. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к нагнетающим насосам маслосистемы ТРД. Нагнетающий насос (НН) выполнен сблокированным с откачивающим насосом в составе корпуса маслоагрегата. Очищенное масло подают в шестеренно-центробежный рабочий орган НН. Рабочий орган НН содержит два рабочих колеса, размещенные на двух параллельных валах. Каждое рабочее колесо имеет шестерню с зубчатым венцом и предвключенную крыльчатку. Один вал сообщают с приводом, подающим крутящий момент от стартера и/или вала РВД, и наделяют ведомым рабочим колесом, свободно установленным на валу. Второй вал получает крутящий момент от первого вала через шестеренную передачу рабочих колес откачивающего насоса. Рабочий орган НН работает с центробежным подводом масла предвключенной крыльчаткой к зубчатым венцам шестерен и объемным вытеснением перекачиваемой среды из межзубных впадин взаимодействующих зубчатых венцов шестерен рабочих колес. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих шестерен производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов, определяемом половиной угла, образованного радиусами шестерен от заходной точки взаимного пересечения условных цилиндрических поверхностей, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов, до выходной точки пересечения условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестерен, составляющем угловой сектор βв.н.н.=(0,416÷0,485) [рад]. Угловой сектор последующего разрежения βр.н.н. в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения βр.н.н.=βв.н.н.. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы нагнетающего насоса маслоагрегата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 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.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Смонтированный в корпусе маслоагрегата откачивающий насос устанавливают на крышке КДА в зоне стока отработанного масла. Откачивающий насос содержит шестеренно-центробежный рабочий орган, который включает установленные на параллельных валах два рабочих колеса. Каждое рабочее колесо содержит шестерню, в диске которой фиксированно установлен диск крыльчатки. При работе маслоагрегата крутящий момент от стартера и/или вала РВД двигателя передают на ведущий вал откачивающего насоса. Установленное на валу рабочее колесо передает энергию вращения на находящееся в шестеренном зацеплении с ним ведомое рабочее колесо, установленное на втором ведомом валу откачивающего насоса, и далее через ведомый вал маслоагрегата на ведущее рабочее колесо нагнетательного насоса. Отработанное масло поступает в шестеренно-центробежный рабочий орган откачивающего насоса с центробежным подводом масла предвключенной крыльчаткой к зубчатым венцам шестерен и объемным вытеснением перекачиваемой среды из межзубных впадин взаимодействующих зубчатых венцов шестерен рабочих колес. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих шестерен производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов, определяемом половиной угла, образованного радиусами шестерен от заходной точки взаимного пересечения условных цилиндрических поверхностей, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов, до выходной точки пересечения условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестерен, составляющем угловой сектор αв.о.н.. Угловой сектор последующего разряжения αр.о.н. в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения. Группа изобретений позволяет повысить кпд, ресурс и надежность работы откачивающего насоса маслоагрегата. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Маслоагрегат содержит сблокированные в корпусе откачивающий насос и наделенный перепускным клапаном нагнетающий насос с общими приводным и ведомым валами. На валах устанавливают две пары шестеренно-центробежных рабочих колес соответствующих насосов с центробежным подводом масла предвключенной крыльчаткой к зубчатым венцам шестерен и объемным вытеснением перекачиваемой среды из межзубных впадин взаимодействующих зубчатых венцов шестерен рабочих колес. Крутящий момент от стартера и/или вала ротора высокого давления двигателя передают на приводной ведущий вал откачивающего насоса. Установленным на валу рабочее колесо передает энергию вращения на находящееся в шестеренном зацеплении с ним ведомое рабочее колесо, установленное на втором ведомом валу откачивающего насоса. Одновременно приводной вал маслоагрегата наделяют ведомым рабочим колесом нагнетающего насоса, который свободно установлен на валу. Второй вал нагнетающего насоса с фиксировано посаженным на валу ведущим рабочим колесом получает крутящий момент от первого вала через шестеренную передачу рабочих колес откачивающего насоса и далее передает на находящееся в шестеренном зацеплении с ним ведомое рабочее колесо. Вытеснение перекачиваемой среды из межзубной впадины каждой из взаимодействующих шестерен в соответствующем насосе производят в угловом секторе поворота зубчатых венцов, определяемом половиной угла, образованного радиусами шестерен от заходной точки взаимного пересечения условных цилиндрических поверхностей, описывающих вершины зубьев зубчатых венцов до выходной точки пересечения условных цилиндрических поверхностей по ходу поворота шестерен. Угловой сектор последующего разрежия в освобождаемой от перекачиваемой среды впадине равен углу вытеснения. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в повышении КПД, ресурса и надежности работы маслоагрегата системы смазки маслом нагруженных узлов двигателя. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 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.

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 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 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 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 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.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки, применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистемам авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) маневренных самолетов

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам работы газотурбинных двигателей, предназначенных для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям, предназначенным для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний маслосистемы авиационных газотурбинных двигателей

 


Наверх