×
19.04.2019
219.017.31e5

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РАБОТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002458234
Дата охранного документа
10.08.2012
Аннотация: Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам работы газотурбинных двигателей, предназначенных для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах. Двигатель выполнен двухконтурным, содержащим турбокомпрессорную группу, включающую установленный в подшипниках ротор, в котором соосно установлены с возможностью передачи крутящего момента попарно соединенные валами турбины и компрессоры низкого и высокого давления; основную и вариантно форсажную камеры сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Насосная группа масляной системы включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, магистрали всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, и топливомасляный теплообменник. Подшипники и блок приводных агрегатов снабжены масляными полостями, сообщенными с магистралью нагнетания масла, а масляная система снабжена воздухоотделительными устройствами и маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания через маслозаборник. При запуске двигателя одновременно включают в работу топливную систему, одну или обе камеры сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос, последовательно пропуская поток через топливомасляный теплообменник. После теплообменника поток разделяют на две части, предпочтительно, большую из которых направляют к масляным полостям подшипников и блока приводных агрегатов, после которых возвращают в маслобак посредством блока откачивающих насосов и магистрали всасывания, очищая при этом от примеси воздуха упомянутыми воздухоотделительными устройствами. Другую часть потока, охлажденную топливом в упомянутом теплообменнике, через перепускной клапан направляют к полости всасывания нагнетающего насоса, минуя всасывающую магистраль. Технический результат, обеспечиваемый изобретением, состоит в повышении надежности и стабильности работы двигателя. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам работы газотурбинных двигателей, предназначенных для эксплуатации на сверхзвуковых самолетах, летающих при высоких скоростях (M>2,3).

Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающего маслосистему, содержащую нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания (патент RU №2328609, F02C 7/06, 2008 г.).

Недостатком известного двигателя является недостаточно высокая стабильность его работы и возможность перегрева масла в экстремальных условиях работы двигателя с разложением части масла, возможность образования хлопьев от пригара при перегреве выше критической температуры (≈200°С), что может привести к выходу из строя маслосистемы и двигателя в целом и ограничивает надежность и сроки его работы без профилактики и ремонта.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя в сложных условиях эксплуатации на летательном аппарате и в стационарных условиях в качестве силового привода газоперекачивающих установок.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе работы газотурбинного двигателя, согласно изобретению, двигатель выполнен двухконтурным, содержащим турбокомпрессорную группу, включающую установленный в подшипниках ротор, в котором соосно установлены с возможностью передачи крутящего момента попарно соединенные валами турбины и компрессоры низкого и высокого давления; основную и вариантно форсажную камеры сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, в том числе в составе последней, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, которые соединены с блоком приводных агрегатов и турбокомпрессорной группой магистралями всасывания и нагнетания масла, к последней из которых подключены перепускной клапан, установленный параллельно нагнетающему насосу, и топливомасляный теплообменник, закоммутированный с магистралью так, что выход из него параллельно подсоединен к входу в перепускной клапан, а выход из последнего подключен к полости всасывания нагнетающего насоса параллельно магистрали всасывания масла, кроме того, подшипники и блок приводных агрегатов снабжены масляными полостями, сообщенными с магистралью нагнетания масла, а масляная система снабжена воздухоотделительными устройствами и маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания через маслозаборник, при этом при запуске двигателя одновременно включают в работу топливную систему, одну или обе камеры сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос, последовательно пропуская поток через топливомасляный теплообменник, после которого поток разделяют на две части, предпочтительно, большую из которых направляют к масляным полостям подшипников и блока приводных агрегатов, после которых возвращают в маслобак посредством блока откачивающих насосов и магистрали всасывания, очищая при этом от примеси воздуха упомянутыми воздухоотделительными устройствами, а другую часть потока, охлажденную топливом в упомянутом теплообменнике, через перепускной клапан направляют к полости всасывания нагнетающего насоса, минуя всасывающую магистраль.

При этом масляную систему могут наделять стояночным клапаном, который устанавливают на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

Масляную систему могут наделять, по меньшей мере, одним масляным фильтром, который устанавливают на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

Воздухоотделительные устройства могут включать разделитель воздуха, установленный в верхней части масляного бака.

Воздухоотделительные устройства масляной системы могут включать суфлер для отвода воздуха, установленный на магистрали всасывания и сообщенный с масляной полостью блока приводных агрегатов.

Подачу масла в масляные полости подшипников и блока приводных агрегатов могут осуществлять через форсунки, установленные на концах участков каналов, сообщающих указанные полости с магистралью нагнетания масла.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в повышении надежности и стабильности работы двигателя за счет более стабильной работы масляной системы во всем диапазоне допустимых температур, что достигается понижением рабочей температуры масла в топливомасляном теплообменнике при одновременном подогреве топлива, что повышает КПД двигателя.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, где изображена принципиальная схема газотурбинного двигателя с масляной системой.

В способе работы газотурбинного двигателя предложенный двигатель 1 выполнен двухконтурным и содержит турбокомпрессорную группу, включающую установленный в подшипниках 2 ротор, в котором соосно установлены с возможностью передачи крутящего момента попарно соединенные валами турбины 3 и компрессоры 4 низкого и высокого давления (условно показана одна пара турбина-компрессор). Газотурбинный двигатель содержит также камеру 5 сгорания, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя 1 и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Масляная система содержит, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, которые соединены с блоком приводных агрегатов и турбокомпрессорной группой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла. К магистрали нагнетания масла подключены перепускной клапан 11, установленный параллельно нагнетающему насосу 7, и топливомасляный теплообменник 12, закоммутированный с магистралью 10 нагнетания так, что выход из него параллельно подсоединен к входу в перепускной клапан 11, а выход из последнего подключен к полости 13 всасывания нагнетающего насоса 7 параллельно магистрали 9 всасывания масла. Подшипники 2 и блок приводных агрегатов снабжены масляными полостями 14, 15, 16 и 17 соответственно, сообщенными с магистралью 10 нагнетания масла. Масляная система снабжена воздухоотделительными устройствами, маслобаком 18, сообщенным с магистралью 9 всасывания через маслозаборник 19.

При запуске двигателя 1 одновременно включают в работу топливную систему, одну или обе камеры 5 сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос 7, последовательно пропуская поток через топливомасляный теплообменник 12. После теплообменника 12 поток разделяют на две части. Предпочтительно, большую часть потока направляют к масляным полостям 14, 15, 16 и 17 подшипников 2 и блока приводных агрегатов, после которых возвращают в маслобак 18 посредством блока 8 откачивающих насосов и магистрали 9 всасывания, очищая при этом от примеси воздуха упомянутыми воздухоотделительными устройствами. Другую часть потока, охлажденную топливом в упомянутом теплообменнике 12, через перепускной клапан 11 направляют к полости 13 всасывания нагнетающего насоса 7, минуя магистраль 9 всасывания.

Масляная система снабжена стояночным клапаном 20, который устанавливают на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока и, по меньшей мере, одним масляным фильтром 21, который устанавливают на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником 12.

Воздухоотделительные устройства включают разделитель 22 воздуха, установленный в верхней части масляного бака 18.

Воздухоотделительные устройства масляной системы включают суфлер 23 для отвода воздуха, установленный на магистрали 9 всасывания и сообщенный с масляной полостью 17 блока приводных агрегатов.

Подачу масла в масляные полости 14, 15, 16 и 17 подшипников и блока приводных агрегатов осуществляют через форсунки, установленные на концах участков каналов, сообщающих указанные полости с магистралью 10 нагнетания масла.

Работает двигатель следующим образом.

При запуске двигателя 1 одновременно включают в работу топливную систему, камеру 5 сгорания, задействуют систему подачи воздуха и охлаждения двигателя и осуществляют нагнетание масла в систему через нагнетающий насос 7.

При работе двигателя масло из масляного бака 18 через маслозаборник 19 поступает на вход нагнетающего насоса 7 по магистрали 9 всасывания и подается им в магистраль 10 нагнетания. Под действием давления масла, создаваемого нагнетающим насосом 7, открывается стояночный клапан 20, и масло через фильтр 21 проходит на вход топливомасляного теплообменника 12. На выходе из теплообменника 12 поток масла раздваивается и до 85% масла по магистрали 10 нагнетания подается к форсункам в масляные полости 14, 15, 16 и 17, а ≈15÷25% охлажденного масла через магистраль 24 подводится к входу перепускного клапана 11.

Из перепускного клапана 11 масло по магистрали 25, минуя магистраль 9 всасывания, сразу же попадает во всасывающую полость 13 нагнетающего насоса 7, поскольку давление масла на выходе из клапана значительно выше давления масла в магистрали 9 всасывания (оно может быть ниже атмосферного). Горячий воздух, попадающий в масляный бак 18 через разделитель 22 воздуха, и воздух, проникающий через уплотнения в проточной части двигателя в масляные полости 14, 15, 16 и 17, будет удален в атмосферу через суфлер 23.

Таким образом, за счет более стабильной работы масляной системы во всем диапазоне допустимых температур, достигаемой понижением рабочей температуры масла в топливомасляном теплообменнике при одновременном подогреве топлива, повышается КПД двигателя и надежность его работы.

Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 102 items.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1994

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит расположенные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки с установленными в них...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472040
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1995

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах теплонапряженных авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит установленные в колодцах корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни. У ножек зубьев шестерен выполнены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472041
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d28

Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиации. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя включает раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472958
Дата охранного документа: 20.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d34

Героторный насос с торцовым входом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Героторный насос с торцовым входом содержит установленную на полом валу 4 по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, ограниченных с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472970
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b93

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476682
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc2

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, лопатки с хвостовиком, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». Соединительные элементы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476729
Дата охранного документа: 27.02.2013
Showing 1-10 of 74 items.
10.01.2013
№216.012.1994

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит расположенные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки с установленными в них...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472040
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1995

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах теплонапряженных авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит установленные в колодцах корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни. У ножек зубьев шестерен выполнены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472041
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d34

Героторный насос с торцовым входом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Героторный насос с торцовым входом содержит установленную на полом валу 4 по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, ограниченных с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472970
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.04.2013
№216.012.3abf

Маслосистема энергетической газотурбинной установки

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.). Маслосистема...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480600
Дата охранного документа: 27.04.2013
20.05.2013
№216.012.417c

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит расположенные в расточках корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482334
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.06.2013
№216.012.4928

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни, каналы подвода...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484308
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.07.2014
№216.012.de5f

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522713
Дата охранного документа: 20.07.2014
20.07.2014
№216.012.de82

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522748
Дата охранного документа: 20.07.2014
10.08.2014
№216.012.e77d

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Насос содержит размещенные в расточках корпуса 1 и установленные на валах 3, расположенных в подшипниках 4, находящиеся в зацеплении шестерни 2. С торца...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525054
Дата охранного документа: 10.08.2014
27.09.2014
№216.012.f7d3

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529280
Дата охранного документа: 27.09.2014
+ добавить свой РИД