Масляная система авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2468227:

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

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя относится к авиадвигателестроению, а именно к маслосистемам двигателей маневренных самолетов. Масляная система содержит масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены маслозаборниками, подключенными к насосам откачки масла, и суфлер, вход в который сообщен с полостью коробки. Коробка двигательных агрегатов расположена над полостью упорного подшипника, гидравлически с ней связана и снабжена дублирующим маслозаборником, расположенным на входе в суфлер, и автономным насосом откачки масла на выходе из суфлера. Выход из насоса сообщен с маслобаком. Насос откачки масла из масляной полости упорного подшипника ротора размещен внутри полости и кинематически связан с ротором двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя самолета за счет восполнения объема масла в маслобаке при фигурном полете без использования дополнительного откачивающего насоса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

Известна масляная система авиационного ГТД, содержащая масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены маслозаборниками, подключенными к насосам откачки масла, и суфлер, вход в который сообщен с полостью коробки (патент RU №2273746, опубл. в 2006 г.).

Известная маслосистема не обеспечивает нормальное питание двигателя маслом в условиях выполнения самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательной силой тяжести), так как циркуляционный объем масла в маслобаке восполняется недостаточно.

Объем масла, который при фигурных полетах возвращается в маслобак двигателя, равен объему масла, подаваемому только в одну масляную полость - на смазку упорного подшипника ротора, который составляет меньшую долю от общей прокачки масла через двигатель и не позволяет при длительном фигурном полете избежать режима «масляное голодание».

Задача изобретения - обеспечить восполнение объема масла в маслобаке двигателя при фигурном полете самолета за счет возврата его одновременно из двух масляных полостей - упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов (КДА) без использования дополнительного откачивающего насоса из полости упорного подшипника ротора.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя, содержащей масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены маслозаборниками, подключенными к насосам откачки масла, и суфлер, вход в который сообщен с полостью коробки, согласно изобретению коробка двигательных агрегатов расположена над полостью упорного подшипника, гидравлически с ней связана и снабжена дублирующим маслозаборником, расположенным на входе в суфлер, и автономным насосом откачки масла на выходе из суфлера, причем выход из насоса сообщен с маслобаком.

В такой маслосистеме насос откачки масла из масляной полости упорного подшипника ротора может быть размещен внутри полости и кинематически связан с ротором двигателя.

Размещение КДА над упорным подшипником ротора и гидравлическая связь масляных полостей КДА и упорного подшипника ротора между собой позволяет объединить между собой два перемещающихся под действием отрицательной силы тяжести объема масла. Установка дублирующего маслозаборника на вход суфлера и автономного насоса откачки на его выход при сообщении выхода из насоса с маслобаком позволяет переправить собранный объем масла в маслобак для более полного восполнения циркуляционного объема маслобака.

Выполнив маслосистему указанным образом, мы получим возможность при работе двигателя в условиях отрицательных перегрузок возвращать в маслобак около 40% масла, расходуемого на смазку всех его узлов, что позволит обеспечить питание двигателя маслом более длительное время, исключив режим «масляное голодание» даже при фигурном полете самолета продолжительностью более 30 с.

Размещение насоса откачки масла внутри масляной полости упорного подшипника ротора при работе двигателя в условиях отрицательных перегрузок будет способствовать возвращению в циркуляционный объем масла большего его количества, так как часть масла в полости упорного подшипника будет находиться во взвешенном, распыленном или эмульсированном состоянии, а гидросопротивление всасывающих магистралей насоса минимально.

На чертеже изображена принципиальная схема масляной системы авиационного ГТД.

Масляная система содержит масляные полости 1, 2, 3 и 4 подшипниковых опор ротора и КДА.

Масляная полость 2, в которой расположен упорный подшипник ротора, находится под КДА и гидравлически с ней сообщена через кожух 5.

В каждой из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 в нижней части расположены соответственно маслозаборники 6, 7, 8 и 9, подключенные к насосам откачки масла соответственно 10, 11, 12 и 13, выходы из которых объединены и выведены через магистраль 14 в маслобак 15. На КДА установлен приводной центробежный суфлер 16, вход в который сообщен с полостью 4 КДА через дублирующий маслозаборник 17, а выход подключен ко входу автономного насоса 18. Выход из насоса 18 сообщен магистралями 19 и 14 с маслобаком 15.

В маслобаке 15 в отсеке отрицательных перегрузок установлен инерционный заборник 20, сообщенный с входом в нагнетающий насос 21, выход из которого через систему магистралей подключен к форсункам подачи масла в полостях 1, 2, 3 и 4. Каждая из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 оборудована суфлирующим заборником, выходы из которых объединены и выведены к суфлеру 22.

При горизонтальном полете самолета масло из маслобака 15 через инерционный заборник 20 забирается нагнетающим насосом 21 и под давлением подается к масляным форсункам в полостях 1, 2, 3 и 4.

Отработанное масло попадает в маслозаборники 6, 7, 8 и 9 и с помощью откачивающих насосов 10, 11, 12 и 13 через магистраль 14 переправляется в маслобак.

На этом режиме работы двигателя приводной центробежный суфлер 16 выступает в своем прямом качестве, то есть удаляет избыточный воздух и газы из масляных полостей 1, 2, 3 и 4, улавливает в них включения масла и переправляет их через автономный насос 18 в маслобак 15. Часть воздуха из полостей 1, 2, 3 и 4 будет удалено в атмосферу через суфлер 22.

При перевернутом полете самолета и полетах с отрицательной силой тяжести попадающая в масляные полости 1, 2, 3 и 4 смазка под действием сил тяжести переместится в верхнюю часть полостей.

Масло из верхней части масляной полости 2 через кожух 5 будет частично перетекать в верхнюю часть полости 4 КДА и смешиваться с маслом, поступающим на смазку КДА. Теперь центробежный суфлер 16 будет выступать в ином качестве - как элемент системы откачки масла из масляных полостей 2 и 4.

Масло из масляной полости 4 через дублирующий маслозаборник 17 будет поступать на вход суфлера 16 и через автономный насос 18 по магистралям 19 и 14 переправляться в маслобак 15.

Масло из верхней части масляных полостей будет частично попадать в систему суфлирования двигателя, отлавливаться в суфлере 22 и возвращаться в маслобак 15.

Размещение откачивающего насоса 11 внутри масляной полости 2 и механическая связь его с трансмиссией двигателя также способствует восполнению циркуляционного объема в маслобаке 15, так как элементы трансмиссии, вращающиеся с большой частотой, приводят к задержанию, разбрызгиванию и эмульсированию смазки и она в большем количестве успевает попасть во всасывающую полость насоса в момент переворота или действия отрицательных перегрузок на самолет.

Осуществление изобретения повышает надежность работы ГТД маневренного самолета.

1. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены маслозаборниками, подключенными к насосам откачки масла, и суфлер, вход в который сообщен с полостью коробки, отличающаяся тем, что коробка двигательных агрегатов расположена над полостью упорного подшипника, гидравлически с ней связана и снабжена дублирующим маслозаборником, расположенным на входе в суфлер, и автономным насосом откачки масла на выходе из суфлера, причем выход из насоса сообщен с маслобаком.

2. Масляная система авиационного газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что насос откачки масла из масляной полости упорного подшипника ротора размещен внутри полости и кинематически связан с ротором двигателя.



 

Похожие патенты:

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

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

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

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 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. .

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

Изобретение относится к смазке подшипников скольжения и, в частности, к распределению холодной смазки на опорной поверхности подшипника скольжения и отводу горячей смазки от опорной поверхности и может быть использовано в компрессорах, турбинах, насосах и других устройствах с вращающимися валами

Изобретение относится к опоре роторов турбин высокого и низкого давления высокотемпературного газотурбинного двигателя, интегрированной с сопловым аппаратом турбины низкого давления

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