×
19.04.2019
219.017.31f1

Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002458237
Дата охранного документа
10.08.2012
Аннотация: Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, турбокомпрессорную группу, камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы. Насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, магистрали всасывания и нагнетания масла. Нагнетающий насос выполнен осевым героторным и содержит приводной вал с эксцентричными шестернями, торцевыми дисками, элементами осевой фиксации вала в виде стопорного кольца в кольцевой проточке на поверхности вала. Двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора. Технический результат - повышение надежности и ресурса работы двигателя. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.

Известен авиационный газотурбинный двигатель, включающий масляную систему, содержащую масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения, и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора. (RU 2353786 С1, опубл. 27.04.2009).

Недостатком известного решения является то, что нагнетающий насос масляной системы имеет повышенную массивность и относительно невысокую мощность на единицу массы насоса и относительно ограниченный ресурс эксплуатации.

Задача изобретения заключается в разработке газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, позволяющей избежать непроизводительных потерь смазки при одновременном снижении массы, увеличении мощности и надежности работы нагнетающего насоса и надежности работы узлов трения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что авиационный газотурбинный двигатель, согласно изобретению, содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя, и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен осевым героторным и содержит приводной вал, установленную на нем по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, размещенные по их торцам диски, элементы осевой фиксации вала и приводную рессору вала, при этом приводной вал установлен в опорных отверстиях, выполненных в дисках, а элементы фиксации вала выполнены в виде стопорного кольца, установленного в кольцевой проточке, размещенной на наружной поверхности вала между внутренней шестерней и одним из дисков, и заведенного в кольцевой паз, выполненный в торце внутренней шестерни, контактирующей с этим диском, причем глубина паза больше толщины стопорного кольца, а между торцом вала и приводной рессорой установлена пружина сжатия, кроме того, двигатель содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.

При этом стопорное кольцо осевого героторного насоса может быть выполнено разрезным.

Масляная система может быть наделена топливомасляным теплообменником, установленным в магистрали нагнетания.

Масляная система может быть наделена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и может быть снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

Система автоматического управления двигателя может быть снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов, блоком сбора, обработки информации, выдачи команд и исполнительными механизмами.

Масляная система может быть снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

Масляная система может быть снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

Устройство для стравливания воздуха может содержать жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла в масляной системе, повышены надежность и ресурс работы двигателя, в том числе улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя, и включении в изобретение, по меньшей мере, одного осевого героторного нагнетающего насоса, что позволило снизить массу и увеличить мощность на единицу массы, ресурс и надежность работы насоса, что в совокупности улучшает эксплуатационные качества двигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображена принципиальная схема авиационного газотурбинного двигателя с основными агрегатами и масляной системой;

на фиг.2 - элемент А со струйной форсункой;

на фиг.3 - осевой героторный насос, продольный разрез;

на фиг.4 - разрез по Б-Б на фиг.3.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках 2 ротор не менее чем с одной турбиной 3, соосно соединенной с компрессором 4 (условно показана одна пара турбина-компрессор) с возможностью передачи крутящего момента; по меньшей мере, одну камеру сгорания 5, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя, и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы.

Насосная группа масляной системы включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла.

По меньшей мере, один из указанных насосов, предпочтительно нагнетающий насос 7, выполнен осевым героторным и содержит корпус 11, в котором размещены приводной вал 12, установленная на нем по меньшей мере одна пара эксцентрично расположенных шестерен 13, 14, размещенные по их торцам диски 15, элементы осевой фиксации вала и приводная рессора 16 вала, при этом приводной вал 12 установлен в опорных отверстиях, выполненных в дисках 15, а элементы фиксации вала выполнены в виде стопорного кольца 17, установленного в кольцевой проточке 18, размещенной на наружной поверхности вала 12 между внутренней шестерней 13 и одним из дисков 15, и заведенного в кольцевой паз 19, выполненный в торце внутренней шестерни 13, контактирующей с этим диском 15, причем глубина паза 19 больше толщины стопорного кольца 17, а между торцом вала 12 и приводной рессорой 16 установлена пружина 20 сжатия.

Двигатель содержит масляные полости 21 подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали 10 нагнетания масла сифонный затвор 22 с устройством стравливания воздуха в петле 23 сифонного затвора 22. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки 24, установленной в воздушной части одной из масляных полостей 21 в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом 25 с петлей 23 сифонного затвора 22.

Стопорное кольцо 17 осевого героторного насоса выполнено разрезным.

Масляная система наделена топливомасляным теплообменником 26, установленным в магистрали 10 нагнетания.

Масляная система наделена маслобаком 27, сообщенным с магистралью 9 всасывания посредством маслозаборника 28, и снабжена воздухоотделителем 29, установленным в верхней части маслобака.

Система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов, блоком сбора, обработки информации, выдачи команд и исполнительными механизмами.

Масляная система снабжена стояночным клапаном 30, установленным на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока.

Масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром 31, установленным на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником 26.

Устройство для стравливания воздуха содержит жиклер 32, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей 21 и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Работает двигатель следующим образом.

В процессе работы двигателя масло из маслобака 27 попадает на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет масло под давлением через восходящую ветвь 33 сифонного затвора 22 в петлю 23. Из петли 23 масло в масляные полости 21 попадает двумя путями: через ниспадающую ветвь 34 к форсункам 35 и через маслопровод - магистраль 25 к жиклеру 32 стравливания воздуха, выполняющего функцию форсунки 24 подачи масла. Отработанное масло возвращается в маслобак 27 блоком откачивающих насосов 8 для повторного использования.

При останове двигателя давление масла за нагнетающим насосом 7 падает и прекращается движение масла вверх по восходящей ветви 33, при этом оставшееся в ниспадающей ветви 34 сифонного затвора 22 и в магистрали 25 масло стекает вниз под действием силы тяжести через форсунки 24 и жиклер 32 в поддоны масляных полостей. Из магистрали 25 масло стечет в поддон масляной полости 21 в первую очередь, так как проходное сечение жиклера значительно больше, чем проходное сечение масляных форсунок 35, а магистраль 25 короче ниспадающей ветви 34 сифонного затвора 22. Стекающее вниз из ниспадающей ветви 34 масло стремится образовать за собой разрежение, однако воздух, поступающий из воздушной части масляной полости 21 через жиклер 32 стравливания через магистраль 25 внутрь петли 23, устранит его и разорвет струю масла в колене сифонного затвора 22, что предотвратит перетекание масла из маслобака 27 в поддоны масляных полостей 21 после останова двигателя.

Таким образом, за счет найденного в изобретении решения масляной гидравлической системы, обеспечивающей улучшение циркуляции смазки в узлах трения двигателя, и включения осевого героторного насоса, имеющего уменьшенную массу, повышенную мощность и надежность работы, увеличивается ресурс работы и улучшаются эксплуатационные качества двигателя.

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