×
20.01.2018
218.016.1e3e

МАСЛОСИСТЕМА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета. 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслосистеме газотурбинного двухроторного двигателя маневренного самолета.

Известна маслосистема газотурбинного двигателя, содержащая маслобак с циркуляционным отсеком для питания двигателя маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, и нагнетающий насос, в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и параллельно насосу подключен перепускной клапан (RU №2539928, МПК F02C 7/06, опубл. 27.01.2015 - прототип).

Известная маслосистема не обеспечивает нормальное питание двигателя маслом в условиях выполнения самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательной силой тяжести), так как забор масла при перевороте не исключает попадания воздуха в магистраль подачи, что может привести к быстрому падению давления масла на входе в двигатель и не позволяет избежать режим «масляное голодание». Другой недостаток известной маслосистемы - перегрев масла на входе в нагнетающий насос, что объясняется типом маслосистемы с «горячим» баком и дополнительным его подогревом при дросселировании через перепускной клапан. Перегрев масла приводит к ускорению процесса его окисления и появлению продуктов распада масла, попадающих под седло перепускного клапана, что приводит к отказу в его работе.

Задача изобретения - создание маслосистемы, обеспечивающей бесперебойную подачу масла путем выбора оптимального места забора масла при перевороте самолета, а также обеспечивающей снижение температуры масла на входе нагнетающего насоса за счет подключения перепускного клапана в напорную магистраль за топливомасляным теплообменником со сбросом перепускаемого охлажденного масла непосредственно в полость циркуляционного отсека маслобака. В результате использования изобретения продолжительность фигурных полетов самолета увеличивается (более 30 с), кроме того, повышается надежность маслосистемы за счет перепуска охлажденного масла в бак, а также стабильной подачи масла на вход в двигатель при перевороте самолета.

Поставленная задача решается тем, что в масляной системе авиационного газотурбинного двигателя маневренного самолета, содержащей маслобак с циркуляционным отсеком для питания двигателя маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, нагнетающий насос, в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и подключен параллельно насосу перепускной клапан, согласно изобретению перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга.

Установка перепускного клапана за топливомасляным теплообменником повышает его надежность за счет работы с охлажденным маслом, так как перегрев масла приводит к ускорению процесса его окисления и появлению продуктов распада масла, попадающих под седло перепускного клапана, что способно вызвать его отказ в работе. Сообщение трубопроводом верхней полости циркуляционного отсека маслобака с выходом из перепускного клапана обеспечивает перепуск масла, имеющего избыточное давление, из напорной магистрали в маслобак, таким образом обеспечивается постоянное пополнение маслобака охлажденным маслом. Кроме того, выполнение трубопровода с выходным отверстием, расположенным в верхней полости циркуляционного отсека и направленным в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга, обеспечивает при перевороте самолета бесперебойную подачу масла, так как входное отверстие инерционного маслозаборника будет располагаться вблизи к выходу трубопровода перепуска, следовательно давление масла на входе в двигатель будет поддерживаться более длительное время, а режим «масляное голодание» наступит позже.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная гидравлическая схема опор ротора авиационного двухроторного газотурбинного двигателя.

Маслосистема содержит маслобак 1, внутренняя полость которого разделена перегородкой 2 на два отсека: циркуляционный отсек 3 в нижней части маслобака обеспечивает питание двигателя маслом при отрицательных перегрузках на самолете и отсек 4 свободного объема в верхней части маслобака. В перегородку 2 встроен воздухоотделитель 5 и два грузовых клапана 6, через которые производится пополнение отсека 3 и его суфлирование при положительной силе тяжести (например, при горизонтальном полете самолета). В перегородку 2 встроена также и трубка 7 суфлирования отсека 3 при действии на самолет отрицательных перегрузок.

Внутрь циркуляционного отсека 3 установлен инерционный заборинк 8, выход из которого сообщен со входом в нагнетающий насос 9, установленный на коробке приводов 10. В напорной магистрали 11 нагнетающего насоса 9 расположены последовательно топливомасляный теплообменник 12 и параллельно насосу перепускной клапан 13, выход из которого через магистраль 14 сообщен с внутренней полостью циркуляционного отсека 3 с помощью трубопровода 15, выходное отверстие 16 которого направлено в верхнюю часть отсека под перегородку 2. Напорная магистраль 11 нагнетающего насоса 9 подведена также к коллекторам форсунок в масляных полостях 17 подшиниковых опор двигателя. Масляные полости 17 оборудованы откачивающими насосами 18 и 19, выходы из которых объединены с выходом из насоса 20 коробки приводов 10 магистралью 21, которая сообщена с воздухоотделителем 5. Суфлирование полостей маслобака 1, коробки приводов 10 и масляных полостей 17 производится через приводной суфлер 22, установленный на коробку приводов.

При горизонтальном полете самолета и при действии на него положительных перегрузок масло в маслобаке 1 располагается у нижней его стенки, оставляя воздушную прослойку в отсеке 3 между уровнем масла в нем и перегородкой 2, через которую происходит суфлирование отсека 3 с помощью нормально открытых грузовых клапанов 6 в отсек 4 свободного объема и далее через суфлер 22 в атмосферу. Масло из маслобака 1 через инерционный заборник 8, прижатый действием сил тяжести к нижней стенке маслобака, поступает на вход нагнетающего насоса 9, а затем попадает в напорную магистраль 11 через топливомасляный теплообменник 12, где поток масла раздваивается: меньшая его часть (до 40%) через перепускной клапан 13 по магистрали 14 и трубопроводу 15 попадает к отверстию 16 и вытекает в отсек 3, а большая часть масла проходит к форсункам в масляных полостях 10 и 17 соответственно коробки приводов и подшипниковых опор ротора двигателя. Поскольку забор масла инерционным заборником 8 производится непосредственно из отсека 3, то на вход нагнетающего насоса 9 будет поступать предварительно охлажденное масло, следовательно устраняется перегрев масла на входе в перепускной клапан 13, что повышает надежность его работы.

При перевернутом полете или полете с отрицательными перегрузками масло в отсеке 3 отрицательных перегрузок под действием сил тяжести перемещается вверх к перегородке 2 и запирается в нем с помощью трех грузовых клапанов 6, а между нижней стенкой маслобака 1 и уровнем масла образуется воздушная прослойка, через трубку 7 обеспечивается суфлирование отсека 3 через отсек 4 свободного объема и суфлер 22 в атмосферу. Под действием отрицательной силы тяжести инерционный заборник 8 перемещается вверх в сторону перегородки 2 и питание двигателя маслом производится описанным выше способом. Поскольку отсек 3 будет постоянно пополняться маслом благодаря подпитке его от перепускного клапана в отверстие 16 в трубопроводе 15 и магистраль 14, давление масла на входе в двигатель будет поддерживаться более длительное время, что позволит избежать на нем режима «масляное голодание» при выполнении самолетом длительных фигурных полетов (>30 с).

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя маневренного самолета, содержащая маслобак с циркуляционным отсеком для питания маслом при отрицательных перегрузках, отделенным перегородкой от отсека свободного объема, нагнетающий насос в напорной магистрали которого установлен топливомасляный теплообменник и подключен параллельно насосу перепускной клапан, отличающийся тем, что перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью циркуляционного отсека так, что выходное отверстие трубопровода расположено в верхней полости циркуляционного отсека и направлено в сторону перегородки, отделяющей отсеки друг от друга.
МАСЛОСИСТЕМА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 290.
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 331.
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