Масляная система авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2402686:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного двигателя, предназначенного к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при скоростях (М>2,3), и позволяет наиболее рационально использовать незначительный хладоресурс топлива, потребляемого теплонапряженным авиационным газотурбинным двигателем, для охлаждения наиболее проблемного по температуре масла участка маслосистемы - нагнетающей магистрали напорного насоса, в которой расположены элементы автоматики маслосистемы, фильтр, топливомасляный теплообменник и форсунки подачи масла. Благодаря параллельному подключению перепускного клапана маслосистемы двигателя в нагнетающую магистраль за топливомасляным теплообменником со сбросом перепускаемого охлажденного масла непосредственно во всасывающую полость напорного насоса, в обвод магистрали всасывания, существенно снижается температура масла на выходе из напорного насоса (≈5…8°С) в зависимости от величины перепуска, что исключает перегрев масла и появление в нагнетающей магистрали продуктов его термического разложения - лака, кокса, смолы, снижающих надежность работы двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного двигателя, предназначенного к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при высоких скоростях (М>2,3).

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник (ТТМ), установленный в магистрали нагнетания (патент RU №2328609, F02C 7/06, 2008 г.).

Недостатком известной маслосистемы является перегрев масла на выходе нагнетающего насоса.

Учитывая высокую теплонапряженность современных ГТД, к термоокислительной стабильности масла предъявляются повышенные требования. Однако известно, что масла на этих двигателях работают на пределе своих возможностей, так как рабочая температура масла превышает 200°C.

Перегрев масла на выходе нагнетающего насоса объясняется тем, что отработанное, нагретое и насыщенное горячим воздухом масло прежде, чем попасть к выходу нагнетающего насоса, подвергается еще трехкратному дополнительному нагреву в откачивающих и нагнетающем насосах, а также в перепускном клапане.

Известно, что часть своей мощности насос затрачивает на нагрев перекачиваемой жидкости (чем выше противодавление и частота вращения насоса, тем больше), а при дросселировании жидкости в перепускном клапане также происходит ее нагрев. Перегрев смазки на выходе из нагнетающего насоса особенно опасен тем, что образующиеся при перегреве масла продукты его распада (лак, смола, кокс) могут закупорить форсунки подачи масла в двигатель, осесть на седлах клапанов перепуска нагнетающего насоса и ТТМ, а также на поверхностях теплообменной матрицы.

Задачей изобретения является снижение температуры масла на выходе из нагнетающего насоса.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного ГТД, содержащей нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания, согласно изобретению выход из топливомасляного теплообменника параллельно подсоединен ко входу в перепускной клапан, а выход из перепускного клапана подключен параллельно всасывающей магистрали к полости всасывания нагнетающего насоса.

Подвод непосредственно в полость всасывания насоса, в обвод всасывающей магистрали, даже небольшой порции охлажденного масла (через перепускной клапан пропускается только 15…25% общей прокачки масла) приводит к заметному изменению температурного поля в масле на выходе из нагнетающего насоса. Ожидаемое понижение температуры масла невелико ≈(5…8)°C, однако позволит избежать появления продуктов термического разложения в масле и повысит надежность работы теплонапряженного ГТД. Следует заметить, что хладоресурс потребляемого таким двигателем топлива невелик, так как топливо в топливных баках в полете при скоростях самолета больше M=2,5 нагревается до температуры свыше 180°C, то есть приближается к максимально допустимой температуре масла (не более 200°C).

На чертеже изображена принципиальная схема авиационного ГТД.

Масляная система включает в себя масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора двигателя и масляную полость 4 коробки приводных агрегатов (КПА).

Каждая из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 подключена к своему откачивающему насосу, выполненному конструктивно в едином блоке откачивающих насосов (БОН) 5, выход из которого сообщен с воздухоотделителем 6, расположенным в верхней части полости маслобака 7. Маслосистема оборудована нагнетающим насосом 8 с магистралями всасывания 9 и нагнетания 10. Магистраль всасывания 9 сообщена с маслозаборником 11, расположенным в нижней части полости маслобака 7.

В нагнетающей магистрали 10 установлены последовательно друг за другом стояночный клапан 12, фильтр 13 и ТТМ 14. Выход из ТТМ 14 параллельно подключен через магистраль 15 ко входу в перепускной клапан 16. Выход из перепускного клапана 16 через магистраль 17 параллельно всасывающей магистрали 9 подключен к полости всасывания 18 нагнетающего насоса 8.

Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 и маслобака 7 в маслосистеме предусмотрен суфлер 19.

При работе двигателя масло из маслобака 7 через маслозаборник 11 поступает на вход нагнетающего насоса 8 по всасывающей магистрали 9 и подается им в магистраль нагнетания 10. Под действием давления масла, создаваемого нагнетающим насосом 8, открывается стояночный клапан 12, и масло через фильтр 13 проходит на вход ТТМ 14. На выходе из ТТМ 14 поток масла раздваивается: ≈75…85% масла по магистрали нагнетания 10 подается к форсункам подачи масла в масляных полостях 1, 2, 3 и 4, a ≈15…25% охлажденного масла через магистраль 15 подводится ко входу перепускного клапана 16.

Из перепускного клапана 16 масло по магистрали 17, минуя всасывающую магистраль 9, сразу же попадает во всасывающую полость 18 (непосредственно в межзубовые впадины качающих элементов нагнетающего насоса 8), поскольку давление масла на выходе из клапана значительно выше давления масла во всасывающей магистрали 9 (оно может быть ниже атмосферного). Горячий воздух, попадающий в маслобак 7 через воздухоотделитель 6 и воздух, проникающий через уплотнения в проточной части двигателя в масляные полости 1, 2, 3 и 4, будет удален в атмосферу через суфлер 19.

Таким образом, предложенная маслосистема позволит наиболее эффективно использовать скудный хладоресурс топлива, потребляемого теплонапряженными авиационными ГТД, для снижения температуры масла на наиболее проблемном участке маслосистемы (на выходе из нагнетающего насоса), избежать появления в нагнетающей магистрали насоса продуктов термического разложения масла и повысить надежность работы двигателя.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания, отличающаяся тем, что выход из топливомасляного теплообменника параллельно подсоединен ко входу в перепускной клапан, а выход из перепускного клапана подключен параллельно всасывающей магистрали к полости всасывания нагнетающего насоса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к двигателестроению, преимущественно к подшипниковым узлам краткоресурсных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим определять эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к турбомашине, которая содержит следующие компоненты: корпус, электрическую часть турбомашины, и вал ротора, поддерживаемый в опорах, находящихся в корпусе, ротор электрической части турбомашины, который монтируется на валу ротора, и радиальная крыльчатка, монтируемая с односторонней опорной частью на, по меньшей мере, одном конце вала ротора.

Изобретение относится к подшипникам качения и, главным образом, к подшипникам, используемым в области авиационной техники. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) маневренного самолета. .

Изобретение относится к авиационному оборудованию. .

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения

Изобретение относится к опорам для вращающихся с большой окружной скоростью роторов газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к устройствам смазки радиальных роликоподшипников, и может использоваться для смазки работающих в тяжелых условиях межроторных роликоподшипников

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным двухвальным двигателям с противовращением роторов

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

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей

Изобретение относится к подшипнику вращающегося вала турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбинной установке, в частности к турбореактивному двигателю, включающему в себя встроенный генератор электрического тока, расположенный соосно с турбинной установкой

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора проектируемого или находящегося в эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя
Наверх