×
19.04.2019
219.017.31f9

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ РАБОТЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002458236
Дата охранного документа
10.08.2012
Аннотация: Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В заявленном изобретении авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, турбокомпрессорную группу, камеру сгорания, реактивное сопло, системы автоматического управления, подачи воздуха, охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную системы. Насосную группу масляной системы наделяют, по меньшей мере, одним нагнетающим насосом и блоком откачивающих насосов, магистралями всасывания и нагнетания масла. По меньшей мере, один из указанных насосов выполняют героторным, содержащим приводной вал, не менее чем одну пару эксцентричных шестерен и разработанные в изобретении элементы осевой фиксации вала в виде цилиндрического штифта и стопора, конгруентно контактирующими по типу выступ-гнездо. В магистрали нагнетания масла устанавливают устройство стравливания воздуха в петле сифонного затвора в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщают форсунку маслопроводом с петлей сифонного затвора. При запуске двигателя включают камеры сгорания и осуществляют нагнетание масла в систему нагнетающим насосом. Масло из маслобака подают на вход нагнетающего насоса, из которого переправляют масло под давлением через восходящую ветвь в петлю сифонного затвора, из которой масло подают в масляные полости двумя путями; через ниспадающую ветвь магистрали нагнетания к форсункам масляных полостей и через другую ветвь указанной магистрали к устройству стравливания воздуха. Технический результат, обеспечиваемый изобретением, состоит в разработке способа работы авиационного газотурбинного двигателя с улучшенным функционированием масляной системы, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла, а также повышены надежность и ресурс работы двигателя и его агрегатов, улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя и снижены потери масла. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

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

Известен газотурбинный двигатель, включающий маслосистему, 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 петлю сифонного затвора (Патент РФ №2277176, опубл. 11.11.2004 г.).

Известен способ работы авиационного газотурбинного двигателя, снабженного масляной системой, содержащей полости для смазки подшипниковых опор ротора и магистралями нагнетания и всасывания масла с сифонным затвором и устройством стравливания воздуха (RU 2353786 С1, опубл. 27.04.2009).

Недостатком известных решений является относительно невысокая эффективность смазки трущихся деталей вследствие непроизводительных потерь и наличие нерезультативной циркуляции масла в масляной системе двигателя, а также относительно невысокой надежности и производительности насосов, что снижает эксплуатационные показатели и ресурс двигателя.

Задача изобретения заключается в разработке способа работы газотурбинного двигателя с улучшенными параметрами масляной системы, позволяющими избежать непроизводительные потери и паразитную циркуляцию масла в масляной системе двигателя, а также улучшить работу насосной группы двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе работы газотурбинного двигателя согласно изобретению двигатель выполняют содержащим 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, подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосную группу масляной системы наделяют, по меньшей мере, одним нагнетающим насосом и блоком откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов, преимущественно нагнетающий, выполняют героторным, содержащим приводной вал, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта и стопора; указанный штифт установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу и во внутренней шестерне, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней, а стопор выполняют с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта, при этом упомянутые контактирующие участки поверхности стопора и штифта выполняют трехмерными, конгруентно ответными по типу выступ-гнездо, кроме того, в указанную масляную систему включают маслобак и коммутируют масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения, а в магистрали нагнетания масла устанавливают сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполняют в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщают форсунку маслопроводом с петлей сифонного затвора, 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, причем масло из маслобака подают на вход нагнетающего насоса, из которого переправляют масло под давлением через восходящую ветвь в петлю сифонного затвора, из которой масло подают в масляные полости двумя путями: через ниспадающую ветвь магистрали нагнетания к форсункам масляных полостей и через другую ветвь указанной магистрали к устройству стравливания воздуха.

При этом при останове двигателя автоматически могут снижать давление масла за нагнетающим насосом, при этом останавливают движение масла вверх по восходящей ветви, а масло, оставшееся в ниспадающей ветви сифонного затвора, под действием силы тяжести направляют вниз в поддоны масляных полостей, обеспечивая разрыв струи в петле сифонного затвора, предотвращая перетекание масла из маслобака в поддоны масляных полостей в остановленном двигателе.

Маслобак могут сообщать с магистралью всасывания посредством маслозаборника и могут наделять воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

Систему автоматического управления двигателя могут снабжать датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.

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 способа работы авиационного газотурбинного двигателя с улучшенным функционированием масляной системы, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла за счет найденного в изобретении решения устройства стравливания воздуха и очистки масла, при этом повышены надежность и ресурс работы двигателя и его агрегатов, улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя и снижены потери масла, в том числе за счет выполнения нагнетающего насоса героторным, что позволяет снизить массу и увеличить мощность насосных агрегатов, повысить надежность и улучшить 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 - героторный насос, продольный разрез;

на фиг.4 - разрез по Б-Б на фиг.3.

В способе работы авиационного газотурбинного двигателя упомянутый двигатель выполняют содержащим 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, и подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя, и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы.

Насосную группу наделяют, по меньшей мере, одним нагнетающим насосом 7 и блоком 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, преимущественно, нагнетающий насос 7 выполняют героторным. Героторный насос 7 содержит приводной вал 11, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен 12, 13 и элементы осевой фиксации вала 11, которые выполнены в виде цилиндрического штифта 14 и стопора 15. Штифт 14 установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу 11 и во внутренней шестерне 12, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней. Стопор 15 выполняют с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта 14. Упомянутые контактирующие участки поверхности стопора 15 и штифта 14 выполняют трехмерными, конгруентно ответными по типу выступ-гнездо.

В указанную масляную систему включают маслобак 16 и коммутируют масляные полости 17 подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения, а в магистрали 10 нагнетания масла устанавливают сифонный затвор 18 с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора 18. Устройство для стравливания воздуха выполняют в виде струйной форсунки 19, установленной в воздушной части одной из масляных полостей 17 в любой одной из ее точек смазки и сообщают форсунку 19 маслопроводом 20 с петлей 21 сифонного затвора 18.

При запуске двигателя 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. Масло из маслобака 16 подают на вход нагнетающего насоса 7, из которого переправляют масло под давлением через восходящую ветвь 22 в петлю 21 сифонного затвора 18, из которой масло подают в масляные полости 17 двумя путями: через ниспадающую ветвь 23 магистрали 10 нагнетания к форсункам 24 масляных полостей 17 и через упомянутый маслопровод 20 - ветвь указанной магистрали - к устройству стравливания воздуха.

При останове двигателя автоматически снижают давление масла за нагнетающим насосом 7, при этом останавливают движение масла вверх по восходящей ветви, а масло, оставшееся в ниспадающей ветви 23 сифонного затвора 18 под действием силы тяжести направляют вниз в поддоны масляных полостей 17, обеспечивая разрыв струи в петле 21 сифонного затвора 18, предотвращая перетекание масла из маслобака 16 в поддоны масляных полостей в остановленном двигателя.

Маслобак 16 сообщают с магистралью 9 всасывания посредством маслозаборника 25 и наделяют воздухоотделителем 26, установленным в верхней части маслобака 16.

Систему автоматического управления двигателя снабжают датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.

Устройство для стравливания воздуха содержит жиклер 27, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей 17 и выполненный в форме сопла струйной форсунки 19, направленной в любую из точек смазки.

Работает двигатель следующим образом.

При запуске двигателя 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.

В процессе работы двигателя масло из маслобака 16 попадает на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет масло под давлением через восходящую ветвь 22 сифонного затвора 18 в петлю 21. Из петли 21 масло в масляные полости 17 попадает двумя путями: через ниспадающую ветвь 23 к форсункам 24 и через маслопровод 20 к жиклеру 27 стравливания воздуха, выполняющего функцию форсунки 19 подачи масла. Отработанное масло возвращается в маслобак 16 блоком 8 откачивающих насосов для повторного использования.

При останове двигателя давление масла за нагнетающим насосом 7 падает и прекращается движение масла вверх по восходящей ветви 22, при этом оставшееся в ниспадающей ветви 23 сифонного затвора 18 и в маслопроводе 20 масло стекает вниз под действием силы тяжести через форсунки 24 и жиклер 27 в поддоны масляных полостей. Из маслопровода 20 масло стечет в поддон масляной полости 17 в первую очередь, так как проходное сечение жиклера значительно больше, чем проходное сечение масляных форсунок 24, а маслопровод 20 короче ниспадающей ветви 23 сифонного затвора 18. Стекающее вниз из ниспадающей ветви 23 масло стремится образовать за собой разрежение, однако воздух, поступающий из воздушной части масляной полости 17 через жиклер 27 стравливания через маслопровод 20 внутрь петли 21, устранит его и разорвет струю масла в колене сифонного затвора 18, что предотвратит перетекание масла из маслобака 16 в поддоны масляных полостей 17 после останова двигателя.

Таким образом, за счет найденного в изобретении решения масляной системы, обеспечивающей улучшение циркуляции смазки в узлах трения двигателя, и включения героторного насоса, имеющего уменьшенную массу, повышенную мощность и надежность работы, увеличивает ресурс работы 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