Газосборник газотурбинного двигателя



Газосборник газотурбинного двигателя
Газосборник газотурбинного двигателя
Газосборник газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2506441:

Тюрин Евгений Александрович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки. Одно из поддерживающих ребер газосборника может быть установлено между штуцерами магистрали маслоудаления а ступенчатая втулка может быть изготовлена из монолитного стального прутка. Технический результат - повышение надежности газосборника и за счет этого увеличение эксплуатационной надежности двигателя, увеличение ресурса, упрощение и улучшение качества его ремонта. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной, например ГТД-350.

Известен газотурбинный двигатель со свободной турбиной ГТД-350, http://www.aviadocs.net/RLE/Mi-2/CD1/Dvigateli/GTD-350 3ser TO.pdf

Недостатком указанного устройства является то, что основной причиной досрочных съемок двигателей ГТД-350 с эксплуатации является повышенный расход масла, 70% чего приходится на негерметичность воздушно - масляных полостей газосборника из-за образования усталостных трещин.

Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков газосборника, а за счет этого увеличение эксплуатационной надежности двигателя, увеличение ресурса, упрощение и улучшение качества ремонта.

Поставленная задача решается тем, что газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой и конической мембраной с поддерживающими ребрами, криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки.

Преимущественно, одно из поддерживающих ребер газосборника установлено между штуцерами магистрали маслоудаления.

Преимущественно, ступенчатая втулка изготовлена из монолитного стального прутка.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 показан вид и разрез устройства газосборника газотурбинного двигателя ГТД-350 (прототип);

на фиг.2 показаны конкретные места основных дефектов газосборника прототипа и приведена диаграмма;

на фиг.3 показаны вид и разрез газосборника согласно предложенному техническому решению.

Как показано на фиг.1, газосборник газотурбинного двигателя ГТД-350 представляет собой силовую конструкцию, установленную между редуктором двигателя и турбинным отсеком.

Конструкция газосборника цельносварная, состоит из стыковочных фланцев 1 и 2, соединенных между собой по внешнему контуру продольными ребрами 3, по внутреннему контуру радиальными ребрами 4, цилиндрическими оболочками 5 и 6, мембраной 7 с поддерживающими ребрами 8, оболочкой 9. Внутри цилиндрической оболочки 5 установлен корпус подшипников турбины и магистраль подвода масла 11 (см. фиг.2).

Оболочка 9 образует полости, отводящие горячие отработанные газы от турбины во внешнюю среду. Во внутренней части газосборника, собранной из нескольких деталей методом сварки, расположена трубка (магистраль) подвода масла к форсункам, воздушная полость, по которой холодный воздух турбины компрессора из надмембранной полости газосборника поступает к подшипникам турбины для защиты их от горячих газов.

Помимо этого воздух охлаждает элементы газосборника, поддерживая температуру в масловоздушной полости Б, расположенной под воздушной полостью В, в диапазоне рабочих температур масла, обеспечивающего смазку подшипников турбины.

К недостаткам конструкции газосборника прототипа относится следующее:

- монолитность цельносварной конструкции, в которой имеются зоны с высоким температурным перепадом, что приводит к значительным температурным напряжениям в деталях конструкции при работе двигателя, особенно при запуске и остановке с воздействием сопровождающей работу двигателя вибрацией, и, как следствие, с появлением трещин и разрушением деталей. С появлением трещин происходит разгерметизация воздушных и масляных полостей газосборника, что приводит к нарушению баланса давлений в лабиринтных уплотнениях подшипников турбины, защищающих подшипники от проникновения горячих газов, изменению давления масла в форсунках, проникновению масла в воздушную полость. В конечном итоге происходит разрушение подшипников турбины и снятие двигателя с эксплуатации;

- практически невозможен ремонт существующей конструкции газосборника;

- невысокая надежность изделия в целом и, как следствие, досрочное снятие двигателя с эксплуатации;

- большой объем операций контроля сварных швов.

На фиг.2 показаны места проявления дефектов газосборника и основные дефекты в центральной его части с указанием на диаграмме частоты их возникновения в процентах от общего числа дефектов.

I - трещина конического элемента между патрубками слива масла с 4-й и 5-й опор - 54%;

II - трещина по сварному шву №2 - 21%;

III - трещина по сварному шву коллектора маслофорсунки - 8%;

IV - трещина по внутренней цилиндрической обечайке газосборника - 2%;

V - трещина трубки подвода масла на 4-ю опору - 4%;

VI - трещина по посадочным фланцам газосборника (315 мм и 260 мм) - 1%;

VII - трещина по наружной обечайке сердцевины газосборника - 2%;

VIII - трещина вертикальных стоек газосборника - 1%;

IX - повторная трещина (после заварки трещины при предыдущем ремонте конического элемента между патрубками слива масла с 4-й и 5-й опор) - 4%;

X - газосборники, не имеющие дефектов, - 3%.

На фиг.3 показана конструкция газосборника согласно предлагаемому изобретению, которая состоит из двух основных элементов: корпуса газосборника и корпуса подшипников.

Корпус подшипников состоит из ступенчатой втулки 12 с цилиндрическими поясами 13 и 14 упорного фланца 15, по которым происходит стыковка с корпусом газосборника, стыкуются фланцы 15 и 16 цилиндрической оболочки 18.

Ступенчатая втулка 12 может быть изготовлена из монолитного стального прутка методом токарной, фрезерной обработок с просверленными отверстиями маслоподачи.

Элементы соединены между собой на гарантированной посадке по цилиндрическим поясам Д и Е с упором по поверхности Ж фланцев 15 и 16 посредством болтов (не показаны). При таком соединении линейные перемещения по продольной оси элементов газосборника не передаются друг на друга, перемещение происходит со скольжением без напряжения. За счет гарантированной плотной посадки по цилиндрическим поясам соблюдается сохранение единства конструкции в восприятии силовых воздействий.

Корпус газосборника внешне сохраняет существующую конструкцию с добавлением фланца 16, соединенного сваркой с ребрами 8, мембраной 7 и оболочкой 5.

Данное решение позволило также увеличить внутренний диаметр мембраны, установить шесть ребер, поддерживающих мембрану, вместо пяти ребер равномерно расположенных по окружности и, тем самым, дополнительно снизить напряжения в мембране с образованием трещин, имеющих место в прототипе в шве I в 54% случаях.

В результате использования предлагаемой конструкции увеличилась прочность и жесткость сердцевины газосборника за счет уменьшения количества швов повысилась надежность конструкции газосборника.

Устранены дефекты IV, III, V (см. фиг.2) составляющие в прототипе (2%+8%+4%)=14% от общего числа дефектов. Также устранены дефекты VII и II составляющие (2%+21%)=23%.

В прототипе (см. фиг.1) имеет место образование трещин в оболочке 5 и шве II скрытых от визуального контроля при эксплуатации и ремонте.

В предлагаемом решении помимо разгрузки оболочки 5 и шва II надежность конструкции усиливается наличием под оболочкой 5 корпуса газосборника оболочки 18 корпуса подшипников находящейся практически в ненагруженном состоянии, т.к. нагрузка от силовых воздействий на корпус подшипников воспринимается монолитной жесткой ступенчатой втулкой 12. Оболочки 5 и 18 являются стенками дополнительной буферной герметичной полости. Разрушение одной из оболочек или шва II не нарушает нормальную работу газосборника.

Устройство работает следующим образом.

Горячий воздух от турбин двигателя, минуя ребра 4, поступает в контур отвода горячих газов, ограниченный криволинейной оболочкой 9.

Масло в газосборник поступает из редуктора двигателя к маслоприемному штуцеру 21 и по каналам 17 втулки 12 корпуса подшипников - к форсункам 22, распыляющим масло на подшипники турбины, охлаждая и смазывая их.

Далее масло стекает в нижнюю часть масловоздушной полости Б корпуса подшипников, откуда удаляется через штуцера слива масла 19 обратно в редуктор двигателя.

Холодный воздух турбины компрессора через радиальные отверстия фланца 15 из надмембранной полости корпуса газосборника поступает в воздушную полость В корпуса подшипников и далее через отверстия втулки 12 направляется к лабиринтным уплотнениям 20 подшипников турбины, где вступая в газодинамическое равновесие с горячими газами, проникающими к подшипникам через конструктивные зазоры, обеспечивает защиту подшипников от их проникновения, создает противодавление масляному туману, поступающему к подшипникам из форсунок маслоподачи, и обеспечивает охлаждение деталей и масла.

Предлагаемое техническое решение значительно облегчает работы при ремонте двигателя. Проста процедура разборки газосборника на составные части, дефектация, проверочные испытания и замена на взаимозаменяемые части при капитальном ремонте. Уменьшилось количество контрольных операций при изготовлении, снизилась трудоемкость. Повысилась надежность уменьшением вероятности появления дефектов (трещин), составлявших в прототипе - (54%+14%+23%)=91%.

Проведены прочностные расчеты. Проведены натурные квалификационные испытания двигателей ГТД-350 с установленными газосборниками новой конструкции. Получены положительные результаты и рекомендации к проведению подконтрольной эксплуатации двигателей с предложенной конструкцией газосборника.

1. Газосборник газотурбинного двигателя, содержащий корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью для подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, отличающийся тем, что корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки.

2. Газосборник по п.1, отличающийся тем, что одно из поддерживающих ребер установлено между штуцерами магистрали маслоудаления.

3. Газосборник по п.1, отличающийся тем, что ступенчатая втулка изготовлена из монолитного металлического прутка.



 

Похожие патенты:

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования.

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения.

Турбинная установка, содержащая, по меньшей мере, одно первое и одно второе рабочие колеса, вал и систему подшипников. Задние поверхности рабочих колес обращены друг к другу.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3).

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

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

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 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 упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник. Роликоподшипник снабжен зигзагообразным упругим элементом с прорезями. Длина прорезей, выполненных на зигзагообразном упругом элементе роликоподшипника, меньше в 1,5…5 раз длины прорезей, выполненных на упругом элементе шарикоподшипника. Изобретение позволяет повысить надежность опоры газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре. Газотурбинная установка дополнительно снабжена тепловым насосом, содержащим последовательно соединенные, по меньшей мере, один испарительный теплообменник, одно устройство повышения давления, один конденсаторный теплообменник, одно устройство понижения давления. Вход испарительного теплообменника подключен к выходу устройства воздухоподготовки газотурбинного двигателя. Выход испарительного теплообменника соединен с входом компрессора. Вход конденсаторного теплообменника соединен с устройством подачи топлива, а выход - с теплообменником подогрева топлива. Изобретение направлено на повышение экономичности газотурбинной установки с различными газовыми и жидкими топливами, на снижение влияния параметров атмосферного воздуха на параметры ее работы, а также на повышение безопасности системы подогрева топлива газотурбинной установки. 1 ил.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом. Разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости. На входе полость соединена с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость образована верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром. Щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки. Отношение шага кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом составляет 1…2. Отношение высоты кольцевых микрогребешков к радиальному зазору 0,8…1,8. Отношение длины торцевой поверхности кольцевого микрогребешка к радиальному зазору 0,3…0,8. Отношение радиального зазора между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом 1,5…2,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 2 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 авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора. Для этого откачивающий насос в масляной полости опорного подшипника ротора выполнен конструктивно двухсекционным. Секции кинематически связаны, а гидравлически разобщены между собой. Одна из секций насоса выполняет функции гидравлического привода другой, для чего ее масляная полость последовательно включена в магистраль подвода масла в коллектор форсунок подачи масла. Как правило, давление подачи масла в несколько раз превышает давление масла в магистрали откачки, что позволяет преобразовать некоторую часть потенциальной энергии давления подачи масла в кинетическую энергию вращения шестерен откачивающего насоса. Такое решение позволит отказаться от использования редуктора, понижающего число оборотов при передаче вращения от ротора турбомашины к откачивающему насосу и упростить конструкцию опоры ротора турбомашины. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим. Технический результат изобретения - снижение балластной полетной массы и упрощение конструкции. 3 ил.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора δ в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5…2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения. В одной из опор ротора используют роликовый подшипник с овальной беговой дорожкой кольца подшипника, связанного силовыми элементами со статором двигателя. Установку подшипника на опоре осуществляют таким образом, что большая ось овала беговой дорожки кольца совпадает с направлением силы тяжести ротора, при этом жесткость опоры и параметр овала дорожки качения кольца подшипника выбирают из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет предотвратить резонанс ротора на критической частоте его вращения. 2 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, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер. Центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе. Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера. Технический результат изобретения позволяет упростить конструкцию маслосистемы, а также снизить ее массу за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов. 2 ил.
Наверх