Предохранительный клапан двойного действия для систем суфлирования масляных полостей авиационного газотурбинного двигателя



Предохранительный клапан двойного действия для систем суфлирования масляных полостей авиационного газотурбинного двигателя
Предохранительный клапан двойного действия для систем суфлирования масляных полостей авиационного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2596893:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

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 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.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является известный предохранительный клапан двойного действия для системы суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащий корпус с двумя посадочными седлами, взаимодействующими с двумя тарельчатыми затворами, один из которых - избыточного давления - подпружинен внутрь масляной полости, а другой - разряжения - подпружинен в атмосферу (Поликовский В.И. Самолетные силовые установки. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1952, с. 81, фиг. 57).

К недостатку известного клапана следует отнести низкую надежность из-за нестабильной герметичности тарельчатых затворов. Трудность в обеспечении стабильной герметичности затворов объясняется тем, что посадочные седла обеих затворов конструктивно расположены в одних деталях, а направляющие затворов - в других. Поэтому механическая обработка посадочных седел и направляющих тарельчатых затворов с одного установа невозможна, что приводит к большим отклонениям (биению) во взаимном расположении посадочных седел и затворов, которые не удается устранить длительной и трудоемкой притиркой контактируемых поверхностей. Негерметичность предохранительного клапана двойного действия в работе приводит к нарушению заданного режима давления воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора двигателя, отказу откачивающих маслонасосов и поломке двигателя.

Задача предлагаемого изобретения - обеспечение надежности предохранительного клапана двойного действия.

Технический результат - улучшение герметичности тарельчатых затворов избыточного и пониженного давлений, упрощение доводки клапана.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном предохранительном клапане двойного действия для систем суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащем корпус с двумя посадочными седлами, взаимодействующими с тарельчатыми затворами, один из которых - избыточного давления - подпружинен внутрь масляной полости, а другой - разряжения - подпружинен в атмосферу, по предложению 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, а тарель затвора разряжения снабжена хвостовиком с направляющей, охватывающей снаружи хвостовик тарели затвора избыточного давления, при этом затворы избыточного давления и разряжения поджаты к посадочным седлам пружинами, регулирующимися регулировочными кольцами, установленными под торцами пружин в средней части корпуса. Целесообразно контактные поверхности посадочного седла затвора избыточного давления и затвора разряжения снабдить уплотнительным элементом.

Реализация предложения дает возможность производить сопряженную обработку посадочных седел на базе направляющих затворов, что позволит получить неперпендикулярность торцов тарельчатых затворов относительно направляющих, не превышающую 0,01 мм, что обеспечивает стабильную герметичность предохранительного клапана при многократном срабатывании.

Надежная работа предохранительного клапана обеспечит стабильное поддержание заданных режимов давления воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя, что повысит надежность его работы.

Предлагаемый предохранительный клапан двойного действия в продольном разрезе изображен на фигуре.

Корпус клапана скомпонован из трех составляющих: средней части 1 и двух концевых частей 2, 3, соединенных между собой через среднюю часть 1 резьбой. В средней части 1 корпуса выполнено посадочное седло 4, взаимодействующее с тарельчатым затвором 5 избыточного давления. На нижней стороне затвора 5 выполнено посадочное седло в виде двух концентричных кольцевых выступов 6, внутренняя полость между которыми через отверстия 7 сообщена с атмосферой, взаимодействующее с тарельчатым затвором 8 разряжения. Тарель затвора 5 снабжена хвостовиком 9 с направляющей в средней части 1 корпуса, а тарель затвора 8 снабжена хвостовиком 10 с направляющей, охватывающей хвостовик 9. На конце хвостовика 9 через сферическую опору 11 и фиксатор 12 закреплена опора пружины 13. Затвор 5 поджат к посадочному седлу пружиной 14, установленной в средней части 1 корпуса и опирающейся в опору пружины 13. Затвор 8 поджат к посадочному седлу, образованному двумя кольцеобразными выступами 6 пружиной 15. Для регулировки усилия предварительного сжатия пружин 14, 15 предусмотрены два регулировочных кольца, соответственно 16 и 17, установленных в средней части 1 корпуса под торцами пружин.

Предохранительный клапан двойного действия работает следующим образом. При превышении давления воздуха в системе суфлирования выше допустимого (опасного для прочности стенок масляных полостей и маслобака) затвор 5, преодолевая усилие сжатия пружины 14, отходит от посадочного седла 4 и избыточная доля воздуха из полости суфлирования через отверстия в опоре пружины 13 и средней части 1 корпуса стравливается в атмосферу.

При снижении давления в системе суфлирования (разряжении в полости суфлирования выше допустимого значения, снижающего надежность работы откачивающих маслонасосов) затвор 8, преодолевая усилие сжатия пружины 15, отрывается от кольцеобразных выступов 6, выполненных в тарели затвора 5, и воздух из атмосферы через отверстия 7 попадает внутрь средней части 1 корпуса и далее через отверстия в опоре пружины 13 попадает в полость суфлирования. Необходимое для надежной работы маслонасосов давление воздуха в полости суфлирования восстанавливается. Оптимальная величина давления в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор авиационных газотурбинных двигателей обеспечивается подбором регулировочных колец 16 и 17.

Применение предлагаемого изобретения снижает трудоемкость изготовления предохранительного клапана двойного действия.

1. Предохранительный клапан двойного действия для систем суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащий 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, отличающийся тем, что 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, а тарель затвора разряжения снабжена хвостовиком с направляющей, охватывающей снаружи хвостовик тарели затвора избыточного давления, при этом затворы избыточного давления и разряжения поджаты к посадочным седлам пружинами, регулирующимися регулировочными кольцами, установленными под торцами пружин в средней части корпуса.

2. Предохранительный клапан двойного действия по п. 1, отличающийся тем, что контактные поверхности посадочного седла затвора избыточного давления и затвора разряжения снабжены уплотнительными элементами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, касается устройства элементов систем газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в маслосистемах авиационных ГТД для поддержания заданного давления воздушно-газовой смеси в системе суфлирования масляных полостей.

Изобретение относится к области техники клапанных систем, применяемых для работы в условиях космоса. .

Изобретение относится к области пленок демпфирующих жидкостей направляющего подшипника вала турбомашины и, более конкретно, относится к регулированию толщины такой пленки демпфирующей жидкости.

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.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок.

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.

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.

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 относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха. Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через' подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, согласно изобретению содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом - с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры. Источником питания может служить вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления. Технический результат - повышение ресурса и надежности работы подвижных уплотнений маслосистемы, повышение экономичности двигателя и уменьшение негативного влияния на окружающую среду. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх