Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора. Изобретение обеспечивает снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя.

Известна масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю (патент RU №2468227, опубл. 27.11.2012 г.).

Известная маслосистема в случае ее использования в теплонапряженном двигателе будет иметь большой расход масла из-за значительного его испарения.

Большой расход масла влечет за собой увеличенную емкость маслобака, что невозможно из-за отсутствия места в силовой установке для его размещения.

Следует обратить внимание на увеличение веса силовой установки, дороговизну авиационного масла, снижение продолжительности полета без дозаправки маслом в воздухе и ухудшение экологических характеристик двигателя. Источником повышенного расхода масла в двигателе, в первую очередь, является масловоздушная смесь с высоким давлением и большим количеством испарившегося масла, которая прошла через систему суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора и попала в суфлер-сепаратор. Известно, что суфлер-сепаратор не улавливает пары масла и они свободно проходят в окружающую атмосферу.

Также следует заметить, что система откачки масловоздушной эмульсии из масляных полостей опорных подшипников ротора авиационного ГТД переразмерена в несколько раз (не менее чем в 3 раза), поэтому вместе с масловоздушной эмульсией в маслобак переправляется большое количество масла и в паровой фазе, которое также не может быть уловлено суфлером-сепаратором.

Задача настоящего изобретения - снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя, содержащей маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, согласно изобретению в магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора.

При реализации предложенной маслосистемы пары масла, образовавшиеся в масляных полостях подшипниковых опор ротора двигателя и внутренних трубопроводах суфлирования, вместе с газовоздушной смесью поступают в маслобак и через магистраль суфлирования попадают в теплообменник, где пары масла конденсируются с образованием мельчайших частиц жидкости и уносятся под перепадом давлений газовоздушной смесью на вход суфлера-сепаратора, который их улавливает и переправляет с помощью насоса откачки в маслобак.

На чертеже изображена принципиальная схема масляной системы авиационного ГТД.

Масляная система содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 коробки двигательных агрегатов (КДА) 5. В нижней части масляных полостей 1, 2, 3 и 4 установлены маслосборники, подключенные системой масляных магистралей к насосам откачки масла, выполненным в виде единого блока 6 насосов, установленного на КДА 5. На КДА 5 установлен также и нагнетающий насос 7, вход в который подключен масляной магистралью к заборнику масла, расположенному в нижней части полости маслобака 8, а выход из него через фильтр и теплообменник 9 сообщен системой масляных магистралей с форсунками подачи масла. Маслосистема содержит и приводной центробежный суфлер-сепаратор 10, вход в который сообщен с масляной полостью 4 КДА 5, а через дополнительный теплообменник 11, установленный в магистрали 12 суфлирования маслобака 8, со свободным объемом внутри последнего. Внутри маслобака 8 расположены два воздухоотделителя 13 и 14, выполненные по типу колодцев (циклонов). Воздухоотделитель 13 подключен к откачивающим магистралям насоса 15 и блока 6 насосов откачки, а воздухоотделитель 14 подключен к магистрали 16 суфлирования масляных полостей 1, 2 и 3 подшипниковых опор ротора двигателя.

Выходы из воздухоотделителей 13 и 14 выведены в свободный объем маслобака 8. Выход из суфлера-сепаратора 17 сообщен с атмосферой, а улавливаемое им масло через боковое отверстие 18 подведено на вход откачивающего насоса 15.

Когда авиационный ГТД работает на повышенных эксплуатационных режимах, а также при испытаниях его с имитацией высотно-скоростных условий полета (с наддувом и подогревом воздуха на входе), резко возрастает температура масла на выходе из двигателя (до 200°C и более), что приводит к его обильному парообразованию, приводящему к быстрому расходованию масла. Этому способствует также и рост давления воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора из-за утечек через воздушные уплотнения, который достигает порядка ~0,5 кгс/см2, благодаря чему через магистрали системы суфлирования вытесняется большое количество газовоздушной смеси, включающее в себя и масло в распыленном состоянии, которое обтекает горячие стенки масляных полостей и внутренние стенки суфлирующих трубопроводов, нагретые до температуры порядка ~300…350°С, что интенсифицирует процесс его испарения.

При работе двигателя масло из маслобака 8 поступает по всасывающей магистрали на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет его под давлением через фильтр и теплообменник 9 по системе напорных магистралей к форсункам подачи масла, установленным в масляных полостях 1, 2, 3 подшипников опор ротора и в масляной полости 4 КДА 5. Отработанное масло в виде масловоздушной смеси (эмульсии), включающее в себя также и пары масла, откачивается блоком 6 насосов и переправляется на вход воздухоотделителя 13; туда же попадает масло и из откачивающего насоса 15, всасывающая магистраль которого подключена к отверстию 18, куда отводится уловленное суфлером-сепаратором 10 масло.

Нагретая в масляных полостях 1, 2 и 3 газовоздушная смесь вместе с распыленными частицами масла попадает в систему суфлирования магистралей, где часть масла испаряется, контактируя с горячими внутренними стенками трубопроводов, и через суфлирующую магистраль 16 на вход воздухоотделителя 14.

Газовоздушная смесь вместе с парами масла собирается в верхней части маслобака 8 в свободном от масла объеме и под перепадом давлений устремляется по магистрали 12 суфлирования маслобака в дополнительный теплообменник 11, где пары масла конденсируются и потоком газовоздушной смеси переносятся на вход центробежного суфлера-сепаратора 10, где улавливаются им и переправляются через откачивающий насос 15 опять в маслобак для повторного использования.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, отличающаяся тем, что в магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к роторным газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов, в том числе у высокооборотных газотурбинных двигателей, у которых критические частоты вращения роторов находятся в рабочем диапазоне частот.

Изобретение относится к системе снабжения маслом для стационарной газовой турбины, в которой на основании нового соединения компонентов системы снабжения маслом, таких как масляный бак, насосы и теплообменник, а также системы трубопроводов, обеспечивается возможность надежной работы газовой турбины даже при возникающих в течение нескольких часов окружающих температурах до 60°С, без необходимости выполнения этих компонентов для более высоких рабочих температур.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам ротора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя включает рессору, которая имеет упругий элемент с фланцем, передний торец которого соединен с торцом фланца корпуса центрального привода, а задний торец - с торцом корпуса опоры.

Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный подшипник, кольцевой элемент и V-образные элементы.

Изобретение относится к опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В опоре газотурбинного двигателя на валу ротора компрессора расположены шарикоподшипник и ведущая шестерня с буртом.

Конструкция для авиационного турбореактивного двигателя содержит подшипник качения, опору подшипника, вкладыш между наружным кольцом подшипника и опорой, а также средства соединения наружного кольца с опорой и средства, обеспечивающие осевое удержание наружного кольца.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей.

Газотурбинный двигатель содержит ротор, радиально наружную и внутреннюю статорные части, между которыми проходит воздушный канал компрессора, кольцевой зазор между ротором и радиально внутренней статорной частью, а также выпускной трубопровод.

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9).

Двухроторный газотурбинный двигатель содержит роторы низкого и высокого давления, установленные с возможностью вращения в неподвижном картере. Ротор низкого давления содержит компрессор и турбину, соединенные валом низкого давления, поддерживаемым передним опорным подшипником, а также первым задним и дополнительным задним опорными подшипниками.

Изобретение относится к технике, применяемой при транспорте газа по магистральным газопроводам, и может быть использовано в газотранспортной отрасли промышленности для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей (далее - ГТД) неработающих (находящихся в резерве) газоперекачивающих агрегатов, установленных в компрессорных цехах компрессорных станций магистральных газопроводов. В маслобак неработающего ГТД встроен воздушный пучковый теплообменный модуль, входной патрубок которого соединен со снабженным обратным клапаном и запорным краном воздухопроводом, соединенным с полостью низкого давления осевого компрессора работающего ГТД. К обратному клапану подсоединен снабженный электромагнитным клапаном воздухопровод, соединенный с полостью высокого давления осевого компрессора работающего ГТД. Обратный клапан установлен с возможностью пропуска воздуха в сторону воздушного пучкового теплообменного модуля и открытия посредством воздействия на него воздуха, поступающего по воздухопроводу, соединенному с полостью высокого давления осевого компрессора работающего ГТД, после открытия электромагнитного клапана, управляемого контроллером системы автоматизированного управления и регулирования на основании сигналов от датчика температуры, установленного с возможностью фиксирования температуры масла в маслобаке неработающего ГТД. Технический результат - снижение энергетических затрат для нагрева масла в маслобаке неработающего ГТД за счет использования вторичного источника энергии - нагретого воздуха из полости низкого давления осевого компрессора работающего ГТД без снижения мощности и экономичности работающего ГТД. 1 ил.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины с демпфером с дроссельными канавками, содержащая корпус, втулку, закрепленную в корпусе, упругое кольцо с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами, выполненными соответственно на наружной и внутренней поверхностях кольца, подшипник качения, форсуночное кольцо с форсунками и уплотнение масляной полости опоры. Втулка, закрепляемая в корпусе, выполнена заодно целое с упругим кольцом с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами таким образом, что ее средняя часть выполнена в виде этого упругого кольца и торцевая цилиндрическая часть втулки с фланцем для крепления ее к корпусу и другая торцевая часть втулки с внутренним буртом жестко соединены с упругим кольцом на длине каждого наружного выступа, а на длине каждого внутреннего выступа и прилегающих к нему двух пролетов упругое кольцо отделено от этих частей втулки сквозными прорезями. Между прорезями и торцами внутренних выступов остаются цилиндрические пояски, контактирующие с резиновыми уплотнительными кольцами. В корпусе выполнена герметичная полость в области верхнего наружного выступа, в которую под давлением подается масло, сообщающаяся с кольцевой канавкой с прямоугольным поперечным сечением, выполненной на наружной поверхности упругого кольца в середине его ширины с эксцентриситетом относительно центра опоры, направленным вертикально вниз. На наружной поверхности каждого внутреннего выступа в окружном направлении в середине ширины выступа выполнена дроссельная канавка с прямоугольным поперечным сечением, соединяющая впадины, прилегающие к выступу, впадины, образованные наружными выступами упругого кольца, сообщаются с впадинами, образованными его внутренними выступами, через радиальные отверстия. Торцы впадин, образованных внутренними выступами, уплотнены резиновыми уплотнительными кольцами, размещенными в кольцевых канавках, выполненных во внешнем кольце подшипника. Натяг в них выбран из условия отсутствия проскальзываний рабочих режимах турбомашины. На торце внешнего кольца подшипника выполнен выступ, входящий в ответный паз в бурте втулки с зазором по периметру паза, равным допустимому смещению ротора в опоре, причем паз в бурте размещен в срединной радиальной плоскости наружного выступа упругого кольца. Масло в канавку в форсуночном кольце, соединяющую его форсунки, поступает под давлением подачи из своей герметичной полости в корпусе, также расположенной над одним из наружных выступов упругого кольца, через канавку, выполненную в корпусе, и несколько отверстий, выполненных во втулке. Герметичность полостей, выполненных в корпусе, обеспечивается натягом между этой втулкой и корпусом. Достигается меньший радиальный размер, повышаются упругие и демпфирующие характеристики, снижается темп износа. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Перед запуском двигателя в нагнетающую магистраль подают масло через дополнительный маслонасос и дополнительную магистраль, масло подают до заполнения нагнетающей магистрали, а полноту заполнения нагнетающей магистрали определяют по моменту появления масла на сливе из опор двигателя или одновременно при появлении масла на сливе из опор двигателя и достижении заданной величины давления масла в нагнетающей магистрали, после чего, дополнительный маслонасос отключают и запускают двигатель. Технический результат изобретения - предотвращение запуска двигателя с незаполненной маслосистемой и исключение выхода из строя двигателя в результате повышенного износа подшипников при эксплуатации газотурбинного двигателя в наземной установке. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей. Технический результат изобретения - создание автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, и максимальное использование поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. Эффективность эжекторной системы достигается применением шевронного сопла, соединенного с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы боковой поверхности вала цилиндрические участки штифта расположены перед торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса. Торцовые участки штифта спрятаны внутрь выполненной в крыльчатке на входе кольцевой проточки, исключается попадание элементов разрушения в сторону механизма привода (коробки приводов двигательных агрегатов), что повышает надежность конструкции суфлера. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Суфлирующая магистраль с заборником в нижней части корпуса выполнена отдельно от блока суфлирующих магистралей, установлена над перегородкой и имеет автономное сообщение с коллектором. Заборник ее соединен с суфлирующей магистралью через коленообразный участок магистрали и параллельно подключен через отверстие в перегородке, выполненное у задней стенки корпуса, к свободному объему маслобака. Заявленное изобретение позволяет при действии на самолет отрицательных перегрузок исключить выброс в атмосферу тех объемов масла, которые скапливаются в погруженной в масло части маслозаборников, что сокращает расход масла и улучшает экологические характеристики двигателя самолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения. Магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости коробки привода агрегатов через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов. Такое выполнение маслосистемы обеспечивает возможность корректировки гидравлического сопротивления в магистралях откачки насосов с приводом от ротора двигателя, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в КПА и избежать перегрева масла в масляной полости КПА и падения давления масла на входе в двигатель. 1 ил.

Упругодемпферная опора ротора тяжелой турбомашины относится к ГТД авиационного и наземного применения, а именно к конструкции упругодемпферной опоры компрессора мощной турбомашины наземного применения или мощного ГТД тяжелого самолета, не летающего в перевернутом полете. Предложена упругодемпферная опора ротора тяжелой турбомашины, содержащая корпус, смонтированный на роторе подшипник качения, втулку, жестко закрепленную в корпусе и имеющую на торце внутренний бурт, в который упирается подшипник качения своим внешним кольцом, демпферный зазор, в который под давлением подачи подается масло, уплотненный по торцам резиновыми уплотнительными кольцами, радиально-торцовое уплотнение, выполненное в виде крышки, закрепленной на корпусе, закрепленной на роторе и вращающейся вместе с ним втулки, уплотнительного разрезного графитового кольца, прижатого давлением воздуха к крышке и втулке, лабиринтного уплотнения, образованного крышкой и лабиринтным кольцом, закрепленным на роторе и вращающимся вместе с ним, форсуночное кольцо с форсунками, через которые масло подается на смазку подшипника и уплотнительного стыка разрезного графитового кольца с втулкой радиально-торцового уплотнения. Демпферный зазор выполнен между втулкой, закрепленной в корпусе, и внешним кольцом подшипника, или втулкой, с натягом насаженной на внешнее кольцо подшипника (в этом случае все нижеописанные конструктивные элементы и мероприятия, выполняемые во внешнем кольце подшипника, будут выполняться в этой втулке). Два резиновых уплотнительных кольца уплотняют торцы демпфирующего зазора и торец зазора между втулкой, закрепленной в корпусе, и внешним кольцом подшипника, расположенного над форсуночным кольцом, и третье резиновое уплотнительное кольцо уплотняет второй торец этого зазора, и уплотнительные кольца размещены в кольцевых канавках, выполненных на наружной поверхности внешнего кольца подшипника. Натяг в резиновых уплотнительных кольцах и диаметр их поперечного сечения выбраны таким образом, что обеспечивается надежное уплотнение этих зазоров и отсутствует взаимное проскальзывание с сухим трением резиновых уплотнительных колец по контактным поверхностям канавок и внутренней поверхности втулки, закрепленной в корпусе, при прецессировании ротора с амплитудой смещения ротора в опоре, равной величине демпферного зазора. Форсуночное кольцо запрессовано в расточку внешнего кольца подшипника. Масло поступает под давлением подачи в демпферный зазор из герметичной полости в корпусе через кольцевую канавку, выполненную в корпусе, и отверстия во втулке, закрепленной в корпусе, равнораспределенные по окружности, а в форсуночное кольцо - из другой герметичной полости в корпусе через другую кольцевую канавку в нем, отверстия во втулке, закрепленной в корпусе, также равнораспределенные по окружности, кольцевую канавку, выполненную на наружной поверхности внешнего кольца подшипника в зазоре над форсуночным кольцом и отверстия в этом кольце подшипника, расположенные в секторе, который занимает канавка, выполненная в форсуночном кольце, соединяющая его форсунки. В демпферном зазоре во внешнем кольце подшипника выполнено сквозное дроссельное отверстие. Центрирующая пружина выполнена в виде упругого кольцевого сектора, нижними концами жестко соединенного с крышкой радиально-торцового уплотнения. Во внешнем кольце подшипника выполнен паз под шпонку, а ответный паз под шпонку выполнен в центрирующей пружине. В эти пазы с упором в дно каждого из пазов вставлена шпонка с натягом по ее боковым поверхностям, величина которого подобрана таким образом, что при монтаже ротора в опору со смонтированными в ней втулкой, подшипником с форсуночным кольцом, крышкой радиально-торцового уплотнения с установленной в центрирующей пружине шпонкой, а также при работе турбомашины, не происходило взаимного проскальзывания с сухим трением боковых контактных поверхностей шпонки и пазов. Высота шпонки подобрана таким образом, что при установке ротора в опору и действии на центрирующую пружину силы веса ротора демпфирующий зазор становился концентричным, либо для установления концентричности этого зазора требовалось усилие в несколько десятков Н. Центрирующая пружина выполнена с большой податливостью, например такой, что при действии на нее силы веса ротора, приходящейся на опору, она сдеформируется на 3÷5 мм. На другом торце внешнего кольца подшипника выполнен выступ, входящий в ответный паз в бурте втулки, закрепленной в корпусе, с зазором по периметру паза, равным величине демпферного зазора. В бурте этой втулки выполнены три равнораспределенных по окружности сквозных паза для визуального или с помощью щупа контроля концентричности демпферного зазора. Предложенная упругодемпферная опора ротора компактна и способна обеспечить высокие упругодемпфирующие характеристики мощной турбомашине в условиях воздействия на опору больших статических (силы веса ротора, приходящейся на опору) и динамических нагрузок. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области пленок демпфирующих жидкостей направляющего подшипника вала турбомашины и, более конкретно, относится к регулированию толщины такой пленки демпфирующей жидкости. Турбомашина содержит кожух (1), простирающийся по оси вал (2) турбомашины, направляющий подшипник (3), включающий внутреннее окружное кольцо (31), жестко соединенное с валом (2) турбомашины, и наружное окружное кольцо (32), установленное в опорном средстве (4) кожуха (3), между которыми расположены элементы (33) качения, демпфирующую полость (С), предназначенную для приема демпфирующей жидкости, образующей пленку демпфирующей жидкости направляющего подшипника (3), радиально ограниченную между наружной поверхностью наружного кольца (31) и внутренней поверхностью опорного средства (4). В турбомашине наружная поверхность (S1) наружного кольца (32) и внутренняя поверхность опорного средства являются коническими поверхностями. Турбомашина содержит средства регулирования осевого положения опорного кольца (4) относительно кожуха (1), содержащие регулирующую прокладку (5), съемно установленную на опорном кольце (4). Также предложен способ регулирования толщины пленки демпфирующей жидкости направляющего подшипника (3) вала (2) турбомашины в кожухе (1) турбомашины. Технический результат: регулирование толщины пленки демпфирующей жидкости для улучшения демпфирования при работе. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается предохранительного клапана двойного действия, используемого в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя для поддержания заданных режимов давления воздуха в масляных полостях. Предохранительный клапан двойного действия содержит корпус с двумя посадочными седлами, взаимодействующий с двумя тарельчатыми затворами, один из которых - избыточного давления - подпружинен внутрь масляной полости, а другой - разряжения - подпружинен в атмосферу. Корпус выполнен из средней и двух концевых частей, соединенных между собой резьбой через среднюю часть. Седло затвора разряжения выполнено на тарели затвора избыточного давления в форме двух концентричных кольцеобразных выступов, внутренняя полость между которыми сообщена с атмосферой. Тарель затвора избыточного давления снабжена хвостовиком с направляющей в средней части корпуса. Тарель затвора разряжения снабжена хвостовиком с направляющей, охватывающей снаружи хвостовик тарели затвора избыточного давления. Затворы избыточного давления и разряжения поджаты к посадочным седлам пружинами, регулирующимися регулировочными кольцами, установленными под торцами пружин в средней части корпуса. Изобретение обеспечивает надежность предохранительного клапана двойного действия, улучшает герметичность тарельчатых затворов избыточного и пониженного давлений, упрощает доводку клапана. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора. Изобретение обеспечивает снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования. 1 ил.

Наверх