×
10.01.2013
216.012.1994

Результат интеллектуальной деятельности: КОМБИНИРОВАННЫЙ ЦЕНТРОБЕЖНО-ШЕСТЕРЕННЫЙ НАСОС

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002472040
Дата охранного документа
10.01.2013
Аннотация: 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 разделителями полостей всасывания и нагнетания, а с торца, обращенного на вход, размещены предвключенные центробежные крыльчатки. На разделителях полостей всасывания и нагнетания выполнены сквозные серповидные канавки так, что открытая сторона канавки обращена к выходу из центробежной крыльчатки. Тыльная часть разделителей, обращенная навстречу вращения лопаток центробежной крыльчатки, выполнена под острым углом к спинке канавки. Разделители полостей всасывания и нагнетания выполнены за одно целое с втулками, защемленными в корпусе насоса. Изобретение направлено на снижение гидравлического сопротивления во всасывающей полости насоса и повышения надежности за счет упорядочения движения масла в полости всасывания, предотвращения появления обратных токов и уменьшения вихреобразование в потоке масла, попадающего в полость нагнетания, что приводит к исчезновению кавитационной эрозии при работе насоса на частотах вращения свыше 10000 об/мин. 2. з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла.

Известен центробежно-шестеренный насос (патент RU 2143592), содержащий размещенные снаружи центробежных предвключенных крыльчаток и установленные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые расточки с установленными в них попарно разделителями полостей всасывания и нагнетания.

При работе насоса под действием напора, создаваемого лопастями центробежной крыльчатки, жидкость через кольцевые проточки у ножек зубьев шестерен попадает в межзубовые впадины и переносится ими в полость нагнетания, где отсекается от полости всасывания разделителями полостей всасывания и нагнетания.

В том секторе кольцевой проточки в шестерне, где установлен разделитель полостей всасывания и нагнетания, происходит перекрытие проходного сечения в межзубовых впадинах почти на половину окружности, движение жидкости притормаживается, а приводимая во вращение лопатками центробежной крыльчатки жидкость натыкается на тыльную сторону разделителя, что приводит к росту гидравлического сопротивления в проточной части насоса за счет появления обратных токов и вихреобразования. На частотах вращения центробежно-шестеренного насоса порядка 10000 об/мин описанные недостатки приводят к появлению в нем кавитационной эрозии, приводящей к постепенному разрушению разделителей полостей всасывания и нагнетания, что препятствует использованию насоса в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя с приводом непосредственно от ротора, имеющего частоту вращения значительно превышающую 10000 об/мин.

Задача изобретения заключается в снижении гидравлического сопротивления во всасывающей полости насоса и повышении надежности его работы.

Указанная задача решается тем, что в комбинированном центробежно-шестеренном насосе, содержащем расположенные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки с установленными в них разделителями полостей всасывания и нагнетания, а с торца, обращенного на вход, размещены предвключенные центробежные крыльчатки, согласно изобретению в нем на разделителях полостей всасывания и нагнетания выполнены серповидные сквозные канавки так, что открытая сторона канавки обращена к выходу из центробежной крыльчатки. Кроме того, тыльная часть разделителей, обращенная навстречу вращения лопаток центробежной крыльчатки, выполнена под острым углом к спинке канавки; разделители полостей всасывания и нагнетания выполнены за одно целое со втулками, защемленными в корпусе насоса.

Выполнение на разделителях полостей всасывания и нагнетания сквозных серповидных канавок для протока жидкости из межлопаточных каналов центробежной крыльчатки позволяет уменьшить гидравлическое сопротивление проточной части насоса в полости всасывания за счет устранения обратных токов в течении жидкости и сокращения вихреобразования, что в свою очередь позволит исключить появление кавитационной эрозии в работе насоса и повысит надежность его работы на частотах вращения превышающих 10000 об/мин.

Придание тыльной стороне разделителей, обращенной навстречу течения жидкости, вытекающей из межлопаточных каналов, обтекаемой формы (за счет выполнения скоса под острым углом к спинке разделителя) дополнительно уменьшает вихреобразование в проточной части насоса, что также способствует снижению гидравлического сопротивления и повышению его надежности.

Выполнение разделителей за одно целое со втулками, защемленными в корпусе насоса, позволит отказаться от использования специальной арматуры и материалов для крепления разделителей в корпусе (например, резьбовых заглушек, фиксаторов, клея и тому подобное), снижающих надежность работы насоса.

На фиг.1 показан продольный разрез насоса;

На фиг.2 - разрез А-А фиг.1.

Комбинированный центробежно-шестеренный насос содержит корпус, состоящий из трех частей - передней 1, средней 2 и задней 3. В переднюю часть корпуса 1 в расточки заподлицо со стыком (допускается небольшое выступание, компенсируемое упругостью уплотнительных колец, расположенных в стыках 1, 2 и 2, 3 корпуса) установлены втулки 4, выполненные за одно целое с разделителями 5 полостей всасывания 6 и нагнетания 7. Втулки 4 защемлены средней частью 2 корпуса насоса. В расточках средней части 2 корпуса размещены шестерни 8, в которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки 9, так что разделители 5 попадают внутрь кольцевых проточек 9, перегораживая проходные сечения во впадинах зубьев, образованные проточками 9 в шестернях 8. В разделителях 5 выполнены сквозные серповидные канавки 10 так, что открытая сторона канавки обращена к выходу из центробежной крыльчатки 11, закрепленной на торце, обращенном ко входу, каждой шестерни 8. В тыльных частях разделителей 5 навстречу вращения предвключенных центробежных крыльчаток 11 выполнены под острым углом (≈30°) к спинке канавки 10 скосы 12.

Комбинированный центробежно-шестеренный насос работает следующим образом.

При работе насоса крутящий момент через приводной валик передается одной из шестерен 8. Закрепленные на торцах шестерен 8 предвключенные центробежные крыльчатки 11 приходят во вращение. При вращении центробежных крыльчаток 11 под действием развиваемого ими напора масло из полости всасывания 6 будет поступать через межлопаточные каналы и кольцевые проточки 9 в шестернях 8 в межзубовые впадины не перекрытые разделителями 5.

Некоторая часть масла из межлопаточных каналов центробежных крыльчаток 11 под действием центробежных сил будет перетекать в серповидные сквозные канавки 10, вырезанные в разделителях 5, обтекая при этом скосы 12 на тыльных сторонах разделителей.

Описанная особенность течения масла в проточной части полости всасывания 6 позволяет устранить в потоке масла обратные токи и уменьшить вихреобразование, что приведет к исчезновению кавитационной эрозии при работе комбинированного центробежно-шестеренного насоса на высоких частотах вращения (свыше 10000 об/мин) и позволит приводить насос во вращение напрямую от ротора двигателя (минуя понижающий редуктор).

Предложенное изобретение позволяет проводить доводку насосов с минимальными материальными затратами за счет того, что доработке подвергаются простые съемные детали-разделители 5.


КОМБИНИРОВАННЫЙ ЦЕНТРОБЕЖНО-ШЕСТЕРЕННЫЙ НАСОС
КОМБИНИРОВАННЫЙ ЦЕНТРОБЕЖНО-ШЕСТЕРЕННЫЙ НАСОС
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 121-130 из 141.
09.05.2019
№219.017.4b93

Двухсекционный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства центробежно-шестеренных насосов маслосистем авиационных газотурбинных двигателей. Двухсекционный центробежно-шестеренный насос содержит корпус с двумя парами разделителей полостей всасывания и нагнетания и шестерни с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002250394
Дата охранного документа: 20.04.2005
29.05.2019
№219.017.66a8

Плоское сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло турбореактивного двигателя содержит две неподвижные боковые стенки и установленные между ними верхнюю и нижнюю подвижные створки. В каждую подвижную створку...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002374477
Дата охранного документа: 27.11.2009
29.05.2019
№219.017.688b

Магнитожидкостное уплотнение вала

Изобретение относится к конструкциям уплотнений между подвижными относительно одна другой поверхностями. Магнитожидкостное уплотнение вала содержит корпус из немагнитного материала с кольцевой магнитной системой внутри него, включающей постоянный магнит с полюсными приставками и жестко...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002451225
Дата охранного документа: 20.05.2012
29.05.2019
№219.017.6a11

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Управление газотурбинным двигателем (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС) осуществляется по одному из трех контуров управления, на каждом из контуров задается индивидуальная программа управления, которая корректируется по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002466287
Дата охранного документа: 10.11.2012
09.06.2019
№219.017.769d

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя относится к области авиадвигателестроения, преимущественно к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя для маневренных самолетов, и позволяет замедлить снижение уровня масла в маслобаке авиационного газотурбинного двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002273746
Дата охранного документа: 10.04.2006
19.06.2019
№219.017.8449

Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата

Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата заключается в запуске одного из двигателей летательного аппарата путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя летательного аппарата. Запуск второго двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002277179
Дата охранного документа: 27.05.2006
19.06.2019
№219.017.853e

Стенд для испытания турбореактивного двигателя

Стенд для испытания турбореактивного двигателя /ТРД/ и для испытания двигателей с управляемым по направлению вектором тяги и/или испытания реверса тяги. Задачей изобретения является обеспечение измерений тяги по осям трехмерного пространства, в направлении действия измеряемых усилий, с заданной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002250446
Дата охранного документа: 20.04.2005
19.06.2019
№219.017.85ba

Способ наддува опор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к способам наддува опор газотурбинных двигателей. Способ наддува опор двухконтурного газотурбинного двигателя заключается в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002344303
Дата охранного документа: 20.01.2009
19.06.2019
№219.017.85d0

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит наружный контур и внутренний контур, имеющий камеру сгорания, компрессор, охлаждаемую турбину с, по меньшей мере, двумя ступенями, размещенным между ними сопловым аппаратом и междисковой полостью. Думисная полость образована последней ступенью компрессора,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002347091
Дата охранного документа: 20.02.2009
19.06.2019
№219.017.8664

Всеракурсное реактивное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Сопло содержит неподвижный корпус, снабженный карданным шарниром, и подвижный корпус, соединенный стойками с подвижной частью карданного шарнира, причем подвижный и неподвижный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002312245
Дата охранного документа: 10.12.2007
Показаны записи 91-99 из 99.
19.04.2019
№219.017.3459

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя относится к авиадвигателестроению, а именно к маслосистемам двигателей маневренных самолетов. Масляная система содержит масляные полости упорного подшипника ротора и коробки двигательных агрегатов, нижние части которых снабжены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002468227
Дата охранного документа: 27.11.2012
09.06.2019
№219.017.769d

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя относится к области авиадвигателестроения, преимущественно к маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя для маневренных самолетов, и позволяет замедлить снижение уровня масла в маслобаке авиационного газотурбинного двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002273746
Дата охранного документа: 10.04.2006
13.06.2019
№219.017.80c2

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Центробежно-шестеренный насос содержит шестерни 2, размещенные в расточках корпуса 1 и установленные на валах 3, расположенных в опорных подшипниках 4, каналы 9,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691269
Дата охранного документа: 11.06.2019
19.06.2019
№219.017.8a2a

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационного двигателя, предназначенного к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при скоростях (М>2,3), и позволяет наиболее рационально использовать незначительный хладоресурс топлива, потребляемого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002402686
Дата охранного документа: 27.10.2010
10.07.2019
№219.017.ad16

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиадвигателестроения, а именно к маслосистеме ГТД маневренного самолета. Технический результат - увеличение продолжительности фигурного полета самолета в случае возникновения на нем околонулевых перегрузок....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002383753
Дата охранного документа: 10.03.2010
10.11.2019
№219.017.e008

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705501
Дата охранного документа: 07.11.2019
22.12.2019
№219.017.f09f

Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства системы суфлирования воздуха авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД). Задачей изобретения является снижение расхода масла в ГТД за счет рациональной организации подвода воздуха и отвода масла от суфлера. Указанная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002709751
Дата охранного документа: 19.12.2019
25.04.2020
№220.018.18a7

Маслосистема газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства масляной системы авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Маслосистема содержит маслобак, неприводной центробежный воздухоотделитель, размещенный внутри маслобака, и электромагнитный сигнализатор металлических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002720054
Дата охранного документа: 23.04.2020
24.06.2020
№220.018.29bd

Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области машиностроения, касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Приводной центробежный суфлер газотурбинного двигателя содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002724059
Дата охранного документа: 19.06.2020
+ добавить свой РИД