Авиационный газотурбинный двигатель



Авиационный газотурбинный двигатель
Авиационный газотурбинный двигатель
Авиационный газотурбинный двигатель
Авиационный газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2458237:

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, турбокомпрессорную группу, камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, магистрали всасывания и нагнетания масла. Нагнетающий насос выполнен осевым героторным и содержит приводной вал с эксцентричными шестернями, торцевыми дисками, элементами осевой фиксации вала в виде стопорного кольца в кольцевой проточке на поверхности вала. Двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора. Технический результат - повышение надежности и ресурса работы двигателя. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

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

Известен авиационный газотурбинный двигатель, включающий масляную систему, содержащую масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения, и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора. (RU 2353786 С1, опубл. 27.04.2009).

Недостатком известного решения является то, что нагнетающий насос масляной системы имеет повышенную массивность и относительно невысокую мощность на единицу массы насоса и относительно ограниченный ресурс эксплуатации.

Задача изобретения заключается в разработке газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, позволяющей избежать непроизводительных потерь смазки при одновременном снижении массы, увеличении мощности и надежности работы нагнетающего насоса и надежности работы узлов трения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что авиационный газотурбинный двигатель, согласно изобретению, содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя, и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен осевым героторным и содержит приводной вал, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, размещенные по их торцам диски, элементы осевой фиксации вала и приводную рессору вала, при этом приводной вал установлен в опорных отверстиях, выполненных в дисках, а элементы фиксации вала выполнены в виде стопорного кольца, установленного в кольцевой проточке, размещенной на наружной поверхности вала между внутренней шестерней и одним из дисков, и заведенного в кольцевой паз, выполненный в торце внутренней шестерни, контактирующей с этим диском, причем глубина паза больше толщины стопорного кольца, а между торцом вала и приводной рессорой установлена пружина сжатия, кроме того, двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.

При этом стопорное кольцо осевого героторного насоса может быть выполнено разрезным.

Масляная система может быть наделена топливомасляным теплообменником, установленным в магистрали нагнетания.

Масляная система может быть наделена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и может быть снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

Система автоматического управления двигателя может быть снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов, блоком сбора, обработки информации, выдачи команд и исполнительными механизмами.

Масляная система может быть снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

Масляная система может быть снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

Устройство для стравливания воздуха может содержать жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла в масляной системе, повышены надежность и ресурс работы двигателя, в том числе улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя, и включении в изобретение, по меньшей мере, одного осевого героторного нагнетающего насоса, что позволило снизить массу и увеличить мощность на единицу массы, ресурс и надежность работы насоса, что в совокупности улучшает эксплуатационные качества двигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображена принципиальная схема авиационного газотурбинного двигателя с основными агрегатами и масляной системой;

на фиг.2 - элемент А со струйной форсункой;

на фиг.3 - осевой героторный насос, продольный разрез;

на фиг.4 - разрез по Б-Б на фиг.3.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках 2 ротор не менее чем с одной турбиной 3, соосно соединенной с компрессором 4 (условно показана одна пара турбина-компрессор) с возможностью передачи крутящего момента; по меньшей мере, одну камеру сгорания 5, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя, и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы.

Насосная группа масляной системы включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла.

По меньшей мере, один из указанных насосов, предпочтительно нагнетающий насос 7, выполнен осевым героторным и содержит корпус 11, в котором размещены приводной вал 12, установленная на нем по меньшей мере одна пара эксцентрично расположенных шестерен 13, 14, размещенные по их торцам диски 15, элементы осевой фиксации вала и приводная рессора 16 вала, при этом приводной вал 12 установлен в опорных отверстиях, выполненных в дисках 15, а элементы фиксации вала выполнены в виде стопорного кольца 17, установленного в кольцевой проточке 18, размещенной на наружной поверхности вала 12 между внутренней шестерней 13 и одним из дисков 15, и заведенного в кольцевой паз 19, выполненный в торце внутренней шестерни 13, контактирующей с этим диском 15, причем глубина паза 19 больше толщины стопорного кольца 17, а между торцом вала 12 и приводной рессорой 16 установлена пружина 20 сжатия.

Двигатель содержит масляные полости 21 подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали 10 нагнетания масла сифонный затвор 22 с устройством стравливания воздуха в петле 23 сифонного затвора 22. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки 24, установленной в воздушной части одной из масляных полостей 21 в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом 25 с петлей 23 сифонного затвора 22.

Стопорное кольцо 17 осевого героторного насоса выполнено разрезным.

Масляная система наделена топливомасляным теплообменником 26, установленным в магистрали 10 нагнетания.

Масляная система наделена маслобаком 27, сообщенным с магистралью 9 всасывания посредством маслозаборника 28, и снабжена воздухоотделителем 29, установленным в верхней части маслобака.

Система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов, блоком сбора, обработки информации, выдачи команд и исполнительными механизмами.

Масляная система снабжена стояночным клапаном 30, установленным на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока.

Масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром 31, установленным на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником 26.

Устройство для стравливания воздуха содержит жиклер 32, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей 21 и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Работает двигатель следующим образом.

В процессе работы двигателя масло из маслобака 27 попадает на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет масло под давлением через восходящую ветвь 33 сифонного затвора 22 в петлю 23. Из петли 23 масло в масляные полости 21 попадает двумя путями: через ниспадающую ветвь 34 к форсункам 35 и через маслопровод - магистраль 25 к жиклеру 32 стравливания воздуха, выполняющего функцию форсунки 24 подачи масла. Отработанное масло возвращается в маслобак 27 блоком откачивающих насосов 8 для повторного использования.

При останове двигателя давление масла за нагнетающим насосом 7 падает и прекращается движение масла вверх по восходящей ветви 33, при этом оставшееся в ниспадающей ветви 34 сифонного затвора 22 и в магистрали 25 масло стекает вниз под действием силы тяжести через форсунки 24 и жиклер 32 в поддоны масляных полостей. Из магистрали 25 масло стечет в поддон масляной полости 21 в первую очередь, так как проходное сечение жиклера значительно больше, чем проходное сечение масляных форсунок 35, а магистраль 25 короче ниспадающей ветви 34 сифонного затвора 22. Стекающее вниз из ниспадающей ветви 34 масло стремится образовать за собой разрежение, однако воздух, поступающий из воздушной части масляной полости 21 через жиклер 32 стравливания через магистраль 25 внутрь петли 23, устранит его и разорвет струю масла в колене сифонного затвора 22, что предотвратит перетекание масла из маслобака 27 в поддоны масляных полостей 21 после останова двигателя.

Таким образом, за счет найденного в изобретении решения масляной гидравлической системы, обеспечивающей улучшение циркуляции смазки в узлах трения двигателя, и включения осевого героторного насоса, имеющего уменьшенную массу, повышенную мощность и надежность работы, увеличивается ресурс работы и улучшаются эксплуатационные качества двигателя.

1. Авиационный газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен осевым героторным и содержит приводной вал, установленную на нем, по меньшей мере, одну пару эксцентрично расположенных шестерен, размещенные по их торцам диски, элементы осевой фиксации вала и приводную рессору вала, при этом приводной вал установлен в опорных отверстиях, выполненных в дисках, а элементы фиксации вала выполнены в виде стопорного кольца, установленного в кольцевой проточке, размещенной на наружной поверхности вала между внутренней шестерней и одним из дисков, и заведенного в кольцевой паз, выполненный в торце внутренней шестерни, контактирующей с этим диском, причем глубина паза больше толщины стопорного кольца, а между торцом вала и приводной рессорой установлена пружина сжатия, кроме того, двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.

2. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что стопорное кольцо осевого героторного насоса выполнено разрезным.

3. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система наделена топливомасляным теплообменником, установленным в магистрали нагнетания.

4. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система наделена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

5. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов, блоком сбора, обработки информации, выдачи команд и исполнительными механизмами.

6. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

7. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

8. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство для стравливания воздуха содержит жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.



 

Похожие патенты:

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 системе маслоулавливания, предназначенной для авиационного двигателя, включающего в себя корпус, ограничивающий объем, в котором содержится вращающийся вал и смесь воздуха и масла, предназначенная для обработки.

Изобретение относится к конструкциям опор газотурбинных двигателей, в частности, к конструкциям цапф вала. .

Маслобак // 2456462
Изобретение относится к области смазки машин и двигателей и может быть использовано в авиадвигателестроении, а именно в системе смазки сверхзвуковых маневренных самолетов.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД). .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к масляным системам газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), с регулированием количества смазочного материала.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к конструкции опор этих двигателей. .

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Изобретение относится к способу, устройству аварийной смазки двигателя, двигателю и транспортному средству, содержащим устройство аварийной смазки

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

Изобретение относится к центробежному маслоотделителю с переменным проходным сечением, содержащему полый вращающийся вал

Изобретение относится к устройству возврата масла, содержащего промежуточный корпус турбины, на котором установлены верхняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано первое отверстие, и нижняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано второе отверстие, причем в каждой опоре установлен подшипник

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

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах
Наверх