×
27.03.2016
216.014.c90f

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002578784
Дата охранного документа
27.03.2016
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора. Изобретение обеспечивает снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования. 1 ил.
Основные результаты: Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, отличающаяся тем, что в магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя.

Известна масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю (патент RU №2468227, опубл. 27.11.2012 г.).

Известная маслосистема в случае ее использования в теплонапряженном двигателе будет иметь большой расход масла из-за значительного его испарения.

Большой расход масла влечет за собой увеличенную емкость маслобака, что невозможно из-за отсутствия места в силовой установке для его размещения.

Следует обратить внимание на увеличение веса силовой установки, дороговизну авиационного масла, снижение продолжительности полета без дозаправки маслом в воздухе и ухудшение экологических характеристик двигателя. Источником повышенного расхода масла в двигателе, в первую очередь, является масловоздушная смесь с высоким давлением и большим количеством испарившегося масла, которая прошла через систему суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора и попала в суфлер-сепаратор. Известно, что суфлер-сепаратор не улавливает пары масла и они свободно проходят в окружающую атмосферу.

Также следует заметить, что система откачки масловоздушной эмульсии из масляных полостей опорных подшипников ротора авиационного ГТД переразмерена в несколько раз (не менее чем в 3 раза), поэтому вместе с масловоздушной эмульсией в маслобак переправляется большое количество масла и в паровой фазе, которое также не может быть уловлено суфлером-сепаратором.

Задача настоящего изобретения - снижение расхода масла за счет конденсации паров масла, попадающих как в систему суфлирования, так и в систему откачки масла с возвратом конденсата в маслобак для повторного его использования.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя, содержащей маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, согласно изобретению в магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора.

При реализации предложенной маслосистемы пары масла, образовавшиеся в масляных полостях подшипниковых опор ротора двигателя и внутренних трубопроводах суфлирования, вместе с газовоздушной смесью поступают в маслобак и через магистраль суфлирования попадают в теплообменник, где пары масла конденсируются с образованием мельчайших частиц жидкости и уносятся под перепадом давлений газовоздушной смесью на вход суфлера-сепаратора, который их улавливает и переправляет с помощью насоса откачки в маслобак.

На чертеже изображена принципиальная схема масляной системы авиационного ГТД.

Масляная система содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 коробки двигательных агрегатов (КДА) 5. В нижней части масляных полостей 1, 2, 3 и 4 установлены маслосборники, подключенные системой масляных магистралей к насосам откачки масла, выполненным в виде единого блока 6 насосов, установленного на КДА 5. На КДА 5 установлен также и нагнетающий насос 7, вход в который подключен масляной магистралью к заборнику масла, расположенному в нижней части полости маслобака 8, а выход из него через фильтр и теплообменник 9 сообщен системой масляных магистралей с форсунками подачи масла. Маслосистема содержит и приводной центробежный суфлер-сепаратор 10, вход в который сообщен с масляной полостью 4 КДА 5, а через дополнительный теплообменник 11, установленный в магистрали 12 суфлирования маслобака 8, со свободным объемом внутри последнего. Внутри маслобака 8 расположены два воздухоотделителя 13 и 14, выполненные по типу колодцев (циклонов). Воздухоотделитель 13 подключен к откачивающим магистралям насоса 15 и блока 6 насосов откачки, а воздухоотделитель 14 подключен к магистрали 16 суфлирования масляных полостей 1, 2 и 3 подшипниковых опор ротора двигателя.

Выходы из воздухоотделителей 13 и 14 выведены в свободный объем маслобака 8. Выход из суфлера-сепаратора 17 сообщен с атмосферой, а улавливаемое им масло через боковое отверстие 18 подведено на вход откачивающего насоса 15.

Когда авиационный ГТД работает на повышенных эксплуатационных режимах, а также при испытаниях его с имитацией высотно-скоростных условий полета (с наддувом и подогревом воздуха на входе), резко возрастает температура масла на выходе из двигателя (до 200°C и более), что приводит к его обильному парообразованию, приводящему к быстрому расходованию масла. Этому способствует также и рост давления воздуха в масляных полостях подшипниковых опор ротора из-за утечек через воздушные уплотнения, который достигает порядка ~0,5 кгс/см2, благодаря чему через магистрали системы суфлирования вытесняется большое количество газовоздушной смеси, включающее в себя и масло в распыленном состоянии, которое обтекает горячие стенки масляных полостей и внутренние стенки суфлирующих трубопроводов, нагретые до температуры порядка ~300…350°С, что интенсифицирует процесс его испарения.

При работе двигателя масло из маслобака 8 поступает по всасывающей магистрали на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет его под давлением через фильтр и теплообменник 9 по системе напорных магистралей к форсункам подачи масла, установленным в масляных полостях 1, 2, 3 подшипников опор ротора и в масляной полости 4 КДА 5. Отработанное масло в виде масловоздушной смеси (эмульсии), включающее в себя также и пары масла, откачивается блоком 6 насосов и переправляется на вход воздухоотделителя 13; туда же попадает масло и из откачивающего насоса 15, всасывающая магистраль которого подключена к отверстию 18, куда отводится уловленное суфлером-сепаратором 10 масло.

Нагретая в масляных полостях 1, 2 и 3 газовоздушная смесь вместе с распыленными частицами масла попадает в систему суфлирования магистралей, где часть масла испаряется, контактируя с горячими внутренними стенками трубопроводов, и через суфлирующую магистраль 16 на вход воздухоотделителя 14.

Газовоздушная смесь вместе с парами масла собирается в верхней части маслобака 8 в свободном от масла объеме и под перепадом давлений устремляется по магистрали 12 суфлирования маслобака в дополнительный теплообменник 11, где пары масла конденсируются и потоком газовоздушной смеси переносятся на вход центробежного суфлера-сепаратора 10, где улавливаются им и переправляются через откачивающий насос 15 опять в маслобак для повторного использования.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с магистралью суфлирования, суфлер-сепаратор, теплообменник и магистраль суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора, подключенную к воздухоотделителю, отличающаяся тем, что в магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из последнего сообщен с атмосферой, причем воздухоотделитель установлен внутрь маслобака так, что воздухоотводящий его канал сообщен со свободным объемом маслобака, а канал подвода соединен с магистралью суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора.
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 315.
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
№216.012.1d34

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
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
Показаны записи 1-10 из 415.
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
№216.012.1d34

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
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
+ добавить свой РИД