Дренажная система авиационного двигателя

 

Дренажная система авиационного двигателя содержит фильтр, обратный клапан, дренажные полости. Дренажная система также снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж. Объединенный трубопровод соединен с надтопливной частью топливного бака самолета. Изобретение приводит к повышению экономии топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно авиационного, и может быть использовано в отраслях народного хозяйства, в которых применяются газотурбинные двигатели с дренажной системой.

Известна дренажная система газотурбинного двигателя, содержащая дренажные полости агрегатов, фильтр, дренажный бак, магистраль откачки топлива, шестеренный насос и магистраль перепуска топлива (см. патент RU 2141049, МПК F 02 C 7/232, 1999 г.).

Недостатком известной дренажной системы является ее конструктивная сложность, необходимость насоса откачки дренажа из дренажного бака и удаление дренажа наружу при длительной стоянке самолета, что приводит к потерям до ~ 3 тонн топлива в год на один эксплуатируемый двигатель и загрязнению окружающей среды.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в существенном упрощении известной дренажной системы и исключении слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета путем использования давления дренажа, просочившегося через уплотнения агрегатов из сливных полостей, а также давления газов камеры сгорания, вытесняющих топливо из пусковых форсунок после запуска двигателя и из топливного коллектора основного контура после выключения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулируемых агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.

Принципиальная схема дренажной системы авиационного двигателя представлена на чертеже. Дренажная система состоит из топливного бака самолета 1, фильтра тонкой очистки 2, дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов 3, 4, 5, 6, топливного коллектора основной камеры сгорания 7, распределителя топлива 8, обратных клапанов 9, 12, 16, жиклера 10, пусковых форсунок 11, клапана запуска 13, клапана слива 14 и объединенного трубопровода 15.

Обратные клапана 9, 12, 16 предназначены для исключения утечек дренажа через пусковые 11 и топливные 7 форсунки при длительной стоянке самолета под топливом. Клапан слива 14 служит для оценки суммарных утечек и утечек топлива от каждого агрегата в отдельности, позволяющих определить техническое состояние манжетных и торцевых уплотнений агрегатов. Соединение трубопровода 15 с надтопливной частью топливного бака самолета 1 обеспечивает использование дренажа в камере сгорания двигателя; отделение дренажной системы от топлива, находящегося в топливном баке самолета; исключение слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета под топливом.

В конце запуска двигателя топливо, оставшееся в пусковых форсунках 11 под действием давления газов в камере сгорания, будет подаваться в объединенный трубопровод 15, а затем в надтопливную часть топливного бака 1. После выключения двигателя распределитель топлива 8 соединит топливный коллектор 7 основной камеры сгорания с объединенным трубопроводом 15 и под действием давления газов камеры сгорания произойдет вытеснение всего топлива в надтопливную часть топливного бака 1. В процессе работы двигателя топливо и масло, проникшее через уплотнения агрегатов 3, 4, 5, 6 из сливных полостей с давлением 3...5 кгс/см2, будет сливаться в объединенный трубопровод 15, а затем в топливный бак самолета 1.

При длительном хранении двигателя под топливом в составе самолета произойдет выравнивание гидростатических давлений во внутренних полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 с давлениями в дренажных полостях, в результате чего утечки в дренаж прекратятся. Таким образом, весь дренаж, образовавшийся в процессе работы и хранения двигателя, будет поступать в топливный бак самолета 1 с последующим использованием дренажа в камере сгорания двигателя.

В предложенной дренажной системе из авиационного двигателя в топливный бак самолета будет поступать незначительное количество масла, которое не приведет к снижению характеристики горения указанной смеси, так как обе рабочие жидкости получаются из нефти и они хорошо смешиваются друг с другом без образования осадков и помутнений. Это подтверждается тем, что после внутренней консервации двигателя в тупиковых полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 остается до ~ 10% от общего объема их внутренних полостей консервационного масла, не оказывающего отрицательного влияния на работоспособность двигателя.

В предложенной дренажной системе отпадает необходимость в дренажном баке и устройстве для откачки из него дренажа, что позволит снизить массу дренажной системы стоимость ее изготовления и исключить слив дренажа наружу при длительной стоянке самолета.

Использование предложенного технического решения позволит получить от 3 до 5 тонн экономии топлива в год на один эксплуатирующийся авиационный двигатель, исключить загрязнение горюче-смазочными материалами окружающей среды, снизить массу и стоимость изготовления дренажной системы.

Формула изобретения

Дренажная система авиационного двигателя, содержащая фильтр, обратный клапан, дренажные полости, отличающаяся тем, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета, и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области корабельных энергетических установок, в частности к устройству систем топливопитания и дренажа ГТД

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для дренажа топлива из камер сгорания газотурбинных двигателей

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к топливным дренажным системам газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности к топливным дренажным системам для слива дренажного топлива от агрегатов и систем газотурбинных двигателей

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в камеру сгорания турбомашины

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды, более конкретно к способам и устройствам дозирования и питания топливных форсунок камер сгорания турбомашин

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник, смонтированные на теплозащите двигателя, заглушку, закрепленную на резьбе проходника, контровочную проволоку. Между опорным шестигранником проходника и теплозащитой установлена жесткая стопорная шайба с четырьмя лапами, две из которых входят в отверстия на теплозащите, а две охватывают грани опорного шестигранника проходника. В лапах шайбы, входящих в отверстия теплозащиты, выполнены отверстия, за которые произведена контровка проволокой контргайки и заглушки. Технический результат заключается в повышении надежности фиксации проходника с вентилем слива от проворота относительно донной тепловой защиты. 4 ил.

Многоходовой клапан топливной системы газовой турбины содержит снабженное цилиндрическим гнездом клапанное тело, в ограничивающей гнездо стенке которого расположено несколько отверстий для подвода и/или отвода текучих сред, при этом в гнезде предусмотрена установленная подвижно вставка по меньшей мере с одним каналом с двумя другими отверстиям, с помощью которого обеспечивается возможность соединения по потоку друг с другом двух соседних отверстий, в клапанном теле предусмотрены два мостика, которые соединяют друг с другом расположенные в различных плоскостях отверстия. Технический результат изобретения - обеспечение возможности надежного и простого дистанционного управления процессами переключения соответствующих клапанов. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к способу и устройству подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины. Топливо под высоким давлением подается с регулируемым расходом в камеру сгорания через клапан с позиционным управлением и останавливающий и повышающий давление отсечной клапан с переменным сужением. Величина, представляющая реальный массовый расход подаваемого топлива, рассчитывается вычислительным блоком на основе информации, представляющей перепад давления (ΔР) между входом и выходом отсечного клапана и проходного сечения отсечного клапана, например, представленное положением Х золотника отсечного клапана. Клапан с позиционным управлением имеет изменяющееся положение, которым вычислительный блок управляет как функцией разницы между рассчитанной величиной, представляющей реальный массовый расход и величиной, представляющей заданный массовый расход. Технический результат изобретений - повышение точности регулирования расхода топлива и упрощение архитектуры узла регулирования и отсечки. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение может быть использовано в системах подачи топлива для тепловых двигателей. Предложен способ эксплуатации системы подачи топлива для теплового двигателя, причем система подачи топлива состоит, по меньшей мере, из одного топливопровода (1), проходящего к процессу (3) горения, вдоль которого расположен, по меньшей мере, один блок клапанов. На этапе 1 при закрытом выпускном клапане (7) запорный клапан (4) и распределительный клапан (5) закрыты. На этапе 2 выпускной клапан (7) открывают, поэтому может происходить опорожнение находящегося на участке (1') топливопровода и в сливном трубопроводе (6') объема (V1) топлива. На этапе 3 происходит закрытие выпускного клапана (7). На этапе 4 открывают распределительный клапан (5). На этапе 5 осуществляют наполнение объема (V1) топлива приводимым в движение давлением оттоком топлива из топливопровода, проходящего к процессу (3) горения. Затем на этапе 6 осуществляют запирание распределительного клапана (5) и следующее за ним открытие выпускного клапана (7) для слива наполненного объема (V1) топлива, образовавшегося там вследствие действия после этапа 5. Технический результат заключается в контролируемой откачке остатков топлива, находящихся вдоль проходящего к процессу горения трубопровода. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус (2), включающий в себя средства впуска топлива под давлением, запорный клапан, предназначенный для питания первичного топливного контура (31, 20), и дозирующий клапан (15), установленный ниже по потоку от запорного клапана и предназначенный для питания вторичного топливного контура (17, 21). Инжектор содержит, по меньшей мере, один канал утечки (35), образованный, например, резьбой, простирающейся от зоны (32), расположенной ниже по потоку от запорного клапана и выше по потоку от дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной ниже по потоку от дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном контуре (17, 21). Также представлена турбомашина, содержащая, по меньшей мере, один инжектор. Изобретение препятствует застою топлива во вторичном трубопроводе в фазах запуска и работы на малом режиме, когда дозирующий клапан еще не открыт, и исключает, таким образом, коксование топлива во вторичном трубопроводе. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус, включающий первичную топливную цепь и вторичную топливную цепь, питаемую дозирующим клапаном (15). Канал утечки (36, 37, 38) простирается от зоны (32), текуче связанной с первичной цепью, до зоны (17), текуче связанной с вторичной цепью. Канал утечки (36, 37, 38) является открытым в закрытом состоянии дозирующего клапана (15) и закрываемым перемещением дозирующего клапана (15). Также представлена турбомашина, содержащая по меньшей мере один топливный инжектор. Изобретение позволяет исключить коксование топлива во вторичном трубопроводе в фазах запуска и малого режима, без ухудшения рабочих характеристик турбомашины при среднем или сильном режиме. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дренажных систем авиационных двигателей. Коллектор (4) двигателя вертолета содержит внешнюю продольную стенку (41) и две закрытые концевые стенки (42, 43), продольную ось симметрии (X’X), наклоненную восходящим образом, патрубок (51-53), предназначенный для соединения со сливными дренажами, и связь (54), соединенную с соплом выброса газов (5) и соединенную с донной концевой стенкой (43). Коллектор (4) содержит также в своем внутреннем объеме (V) корпус (6) с осью симметрии Е’E, по существу, параллельной оси коллектора (X’X). Корпус (6) имеет продольную стенку (61) и две поперечных концевых стенки (62, 63). Корпус (6) соединен со сливным патрубком (53) колеса впрыска через радиальную связь (64), открывающуюся на его продольную стенку (61), при этом ось симметрии (Е’E) наклонена относительно опорной горизонтальной поверхности земли (S0), когда вертолет находится в положении (Н0) на земле, причем опорный угол (А0), как и эта ось (Е’Е), параллельны опорной поверхности земли (S0), когда вертолет находится в фазе ускорения. Обеспечивается предотвращение образования дымов при повторном запуске двигателей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх