Маслосистема газотурбинного двигателя маневренного самолета

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме газотурбинного двухроторного двигателя маневренного самолета.

Известна маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с циркуляционным отсеком для питания двигателя маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, и нагнетающий насос, в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и параллельно насосу подключен перепускной клапан (RU №2539928, МПК F02C 7/06, опубл. 27.01.2015 - прототип).

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 забор масла при перевороте не исключает попадания воздуха в магистраль подачи, что может привести к быстрому падению давления масла на входе в двигатель и не позволяет избежать режим «масляное голодание». Другой недостаток известной маслосистемы - перегрев масла на входе в нагнетающий насос, что объясняется типом маслосистемы с «горячим» баком и дополнительным его подогревом при дросселировании через перепускной клапан. Перегрев масла приводит к ускорению процесса его окисления и появлению продуктов распада масла, попадающих под седло перепускного клапана, что приводит к отказу в его работе.

Задача изобретения - создание маслосистемы, обеспечивающей бесперебойную подачу масла путем выбора оптимального места забора масла при перевороте самолета, а также обеспечивающей снижение температуры масла на входе нагнетающего насоса за счет подключения перепускного клапана в напорную магистраль за топливомасляным теплообменником со сбросом перепускаемого охлажденного масла непосредственно в полость циркуляционного отсека маслобака. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета.

Поставленная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя маневренного самолета, содержащей маслобак с циркуляционным отсеком для питания двигателя маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, нагнетающий насос, в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и подключен параллельно насосу перепускной клапан, согласно изобретению перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга.

Установка перепускного клапана за топливомасляным теплообменником повышает его надежность за счет работы с охлажденным маслом, так как перегрев масла приводит к ускорению процесса его окисления и появлению продуктов распада масла, попадающих под седло перепускного клапана, что способно вызвать его отказ в работе. Сообщение трубопроводом верхней полости циркуляционного отсека маслобака с выходом из перепускного клапана обеспечивает перепуск масла, имеющего избыточное давление, из напорной магистрали в маслобак, таким образом обеспечивается постоянное пополнение маслобака охлажденным маслом. Кроме того, выполнение трубопровода с выходным отверстием, расположенным в верхней полости циркуляционного отсека и направленным в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга, обеспечивает при перевороте самолета бесперебойную подачу масла, так как входное отверстие инерционного маслозаборника будет располагаться вблизи к выходу трубопровода перепуска, следовательно давление масла на входе в двигатель будет поддерживаться более длительное время, а режим «масляное голодание» наступит позже.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная гидравлическая схема опор ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Маслосистема содержит маслобак 1, внутренняя полость которого разделена перегородкой 2 на два отсека: циркуляционный отсек 3 в нижней части маслобака обеспечивает питание двигателя маслом при отрицательных перегрузках на самолете и отсек 4 свободного объема в верхней части маслобака. В перегородку 2 встроен воздухоотделитель 5 и два грузовых клапана 6, через которые производится пополнение отсека 3 и его суфлирование при положительной силе тяжести (например, при горизонтальном полете самолета). В перегородку 2 встроена также и трубка 7 суфлирования отсека 3 при действии на самолет отрицательных перегрузок.

Внутрь циркуляционного отсека 3 установлен инерционный заборинк 8, выход из которого сообщен со входом в нагнетающий насос 9, установленный на коробке приводов 10. В напорной магистрали 11 нагнетающего насоса 9 расположены последовательно топливомасляный теплообменник 12 и параллельно насосу перепускной клапан 13, выход из которого через магистраль 14 сообщен с внутренней полостью циркуляционного отсека 3 с помощью трубопровода 15, выходное отверстие 16 которого направлено в верхнюю часть отсека под перегородку 2. Напорная магистраль 11 нагнетающего насоса 9 подведена также к коллекторам форсунок в масляных полостях 17 подшиниковых опор двигателя. Масляные полости 17 оборудованы откачивающими насосами 18 и 19, выходы из которых объединены с выходом из насоса 20 коробки приводов 10 магистралью 21, которая сообщена с воздухоотделителем 5. Суфлирование полостей маслобака 1, коробки приводов 10 и масляных полостей 17 производится через приводной суфлер 22, установленный на коробку приводов.

При горизонтальном полете самолета и при действии на него положительных перегрузок масло в маслобаке 1 располагается у нижней его стенки, оставляя воздушную прослойку в отсеке 3 между уровнем масла в нем и перегородкой 2, через которую происходит суфлирование отсека 3 с помощью нормально открытых грузовых клапанов 6 в отсек 4 свободного объема и далее через суфлер 22 в атмосферу. Масло из маслобака 1 через инерционный заборник 8, прижатый действием сил тяжести к нижней стенке маслобака, поступает на вход нагнетающего насоса 9, а затем попадает в напорную магистраль 11 через топливомасляный теплообменник 12, где поток масла раздваивается: меньшая его часть (до 40%) через перепускной клапан 13 по магистрали 14 и трубопроводу 15 попадает к отверстию 16 и вытекает в отсек 3, а большая часть масла проходит к форсункам в масляных полостях 10 и 17 соответственно коробки приводов и подшипниковых опор ротора двигателя. Поскольку забор масла инерционным заборником 8 производится непосредственно из отсека 3, то на вход нагнетающего насоса 9 будет поступать предварительно охлажденное масло, следовательно устраняется перегрев масла на входе в перепускной клапан 13, что повышает надежность его работы.

При перевернутом полете или полете с отрицательными перегрузками масло в отсеке 3 отрицательных перегрузок под действием сил тяжести перемещается вверх к перегородке 2 и запирается в нем с помощью трех грузовых клапанов 6, а между нижней стенкой маслобака 1 и уровнем масла образуется воздушная прослойка, через трубку 7 обеспечивается суфлирование отсека 3 через отсек 4 свободного объема и суфлер 22 в атмосферу. Под действием отрицательной силы тяжести инерционный заборник 8 перемещается вверх в сторону перегородки 2 и питание двигателя маслом производится описанным выше способом. Поскольку отсек 3 будет постоянно пополняться маслом благодаря подпитке его от перепускного клапана в отверстие 16 в трубопроводе 15 и магистраль 14, давление масла на входе в двигатель будет поддерживаться более длительное время, что позволит избежать на нем режима «масляное голодание» при выполнении самолетом длительных фигурных полетов (>30 с).

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя маневренного самолета, содержащая маслобак с циркуляционным отсеком для питания маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, нагнетающий насос в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и подключен параллельно насосу перепускной клапан, отличающийся тем, что перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета (ГТД).

Изобретение относится к способу смазки и охлаждения опор авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в двигателях, где привод маслоагрегатов осуществляется непосредственно от ротора ГТД, а маслоагрегаты и коммуникации маслосистемы установлены внутри ГТД.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, а также систему изменения скорости.

Изобретение относится к газотурбинной установке, содержащей турбинный кожух, в котором расположены компрессор, турбина высокого давления и силовая турбина. Газовая турбина содержит систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха, а также контур подачи смазочного масла.

Изобретение относится к способу смазки авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано в двигателях, где привод маслоагрегатов осуществляется непосредственно от ротора ГТД, а маслоагрегаты и коммуникации маслосистемы установлены внутри ГТД.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к конструкции радиально-упорной опоры ротора компрессора. Радиально-упорная опора ротора газотурбинного двигателя содержит радиально-упорный шарикоподшипник и дополнительный радиально-упорный шарикоподшипник, внутренние кольца которых установлены на валу.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к элементам системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД). В устройстве всасывающий патрубок откачивающего насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, соединенного герметично с входным фланцем насоса и снабженным на конце заборником масла с инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан, что позволяет при перевороте самолета или возникновении отрицательных перегрузок исключить перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника при выполнении самолетом длительных (более 30 с) фигурных полетов и восстановить циркуляционный объем масла в маслобаке и обеспечить стабильность давления масла на входе в двигатель.

Изобретение относится к системе смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя и обеспечивает отказоустойчивость насосов с регулируемыми электроприводами системы смазки с числом откачивающих насосов более двух при отказе одного из насосов или их электроприводов как в тракте нагнетания масла, так и в тракте откачки масловоздушной смеси для ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема ГТД содержит маслобак с центробежным воздухоотделителем, суфлер-сепаратор с магистралью суфлирования и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с жиклером стравливания в петле затвора.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбины, содержащая корпус опоры с установленными внутри корпуса внешним и внутренним упругими элементами с щелевой масляной полостью между ними, а также разделяющую масляную и воздушную полости обечайку, при этом внешняя поверхность корпуса опоры выполнена цилиндрической с установленным на ней телескопически в осевом направлении внутренним фланцем обечайки с уплотнительным элементом в кольцевой канавке, а щелевая масляная полость соединена равномерно расположенными по окружности каналами с кольцевыми канавками подвода масла в двух радиальных плоскостях. Изобретение позволяет исключить появление в разделительной обечайке изгибных напряжений вследствие различных температурных деформаций конструктивных элементов опоры, повысить надежность упругодемпферной опоры, обеспечить равномерный подвод масла в осевом и в радиальном направлениях в щелевую масляную полость, а также позволяет обеспечить заданные демпфирующие свойства опоры. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного моторостроения и может быть использовано в межроторных опорах газотурбинных двигателей. Межроторная опора газотурбинного двигателя включает подшипник скольжения, содержащий внутреннее кольцо подшипника, выполненное из композиционного материала на основе дисперсно-упрочненного реакционно-спеченного карбонитрида кремния и закрепленное на валу ротора низкого давления, наружное кольцо, выполненное из металлокерамоматричного материала на основе нитрида титана при определенном соотношении компонентов и расположенное внутри вала ротора высокого давления, а опора снабжена шарнирным элементом, представляющим собой опорное кольцо, выполненное из жаропрочной стали, установленное на наружном кольце подшипника. При этом внешняя поверхность опорного кольца выполнена в виде полусферы, взаимодействующей с соответствующей внутренней поверхностью вала ротора высокого давления. Технический результат заключается в исключении воздействия изгибающих моментов на подшипник в процессе рабочего цикла при одновременном повышении износостойкости подшипника опоры, что обеспечивает повышение надежности межроторной опоры. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается, кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета. 1 ил.

Наверх