Результат интеллектуальной деятельности: МАСЛОСИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслосистемам турбореактивных авиационных двигателей.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая маслобак и устройства для подачи масла в опору двигателя и откачки из нее с насосами подачи и откачки соответственно. [1]

Такая маслосистема не может нормально работать на современных двухроторных двигателях, имеющих большое относительное скольжение роторов на переходных режимах (запуск, останов и т.д.). Это объясняется следующим: у этих двигателей на запуске от стартера раскручивается ротор высокого давления. Поэтому у него и насос подачи, и насос откачки должны быть механически связаны с ротором высокого давления, так как они должны непрерывно работать с начала вращения этого ротора, чтобы обеспечить нормальную работу опоры. С другой стороны, при останове двигателя ротор высокого давления, как более загруженный, останавливается быстрее ротора низкого давления. В результате на останове насос откачки масла из опоры, приводимый во вращение от ротора высокого давления, прекращает откачку масла, а ротор низкого давления продолжает вращаться и смазка поступать в масляную полость опоры из коллекторов форсунок и трубопроводов. Учитывая, что масляная полость опоры выполняется минимально возможной (для уменьшения поверхности подвода тепла от горячих зон), происходит ее переполнение, и масло через уплотнения перетекает в проточную часть двигателя, где может воспламеняться, что может привести к возникновению пожара.

Другим недостатком этой маслосистемы является большое гидравлическое сопротивление длинного всасывающего трубопровода насоса откачки, который проходит через горячие стойки и далее к расположенному снаружи двигателя откачивающему насосу, что также приводит к излишнему переполнению опоры маслом. Кроме того, этот трубопровод из условий сборки выполняется с несколькими разъемами, работающими в условиях очень высоких переменных температурных деформаций, приводящих к разбалтыванию соединений в трубопроводе и подсосу воздуха через разъемы, что резко снижает производительность откачивающего маслонасоса.

Задача изобретения - обеспечение надежной откачки масла из опоры двигателя на переходных режимах и, как следствие, недопущение излишнего переполнения масляной полости опоры двигателя.

Указанная задача достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей маслобак и устройства для подачи масла в опору двигателя и откачки из нее с насосами подачи и откачки соответственно, устройство для откачки масла снабжено дополнительным откачивающим насосом, при этом один из насосов размещен внутри опоры и связан приводом с ротором низкого давления, а другой размещен снаружи двигателя и связан приводом с ротором высокого давления, причем всасывающие магистрали обоих насосов подсоединены к полости опоры параллельно, а нагнетающие магистрали соединены между собой.

Кроме того, вход откачивающего насоса, имеющего привод от ротора высокого давления, через дроссельное сопротивление может быть дополнительно подключен к устройству подачи масла.

Новым здесь является то, что устройство для откачки масла снабжено дополнительным откачивающим насосом, при этом один из откачивающих насосов размещен внутри опоры и связан приводом с ротором низкого давления, а другой размещен снаружи двигателя и связан приводом с ротором высокого давления, причем всасывающие магистрали обоих насосов подсоединены к полости опоры параллельно, а нагнетающие магистрали соединены между собой.

Кроме того, вход откачивающего насоса, имеющего привод от ротора высокого давления, через дроссельное сопротивление может быть дополнительно подключен к устройству подачи масла.

Снабдив маслосистему дополнительным откачивающим насосом, при этом один из откачивающих насосов разместив внутри опоры и связав приводом с ротором низкого давления, а другой разместив снаружи двигателя и связав приводом с ротором высокого давления, мы получаем возможность на режиме запуска обеспечивать откачку масла из полости опоры насосом, связанным с ротором высокого давления, а на режиме останова откачка масла будет обеспечиваться в основном насосом, связанным с ротором низкого давления.

Подсоединив всасывающие магистрали обоих насосов к полости опоры параллельно, а нагнетающие магистрали соединив между собой, мы даем возможность производить откачку именно тому насосу, который в этот момент будет лучше работать; например, на запуске двигателя это лучше делает откачивающий насос, связанный с ротором высокого давления, а на режиме останова лучше это делает откачивающий насос, связанный с ротором низкого давления.

На чертеже показана схема маслосистемы опоры авиационного газотурбинного двигателя.

Маслосистема содержит опору 1 турбины двигателя, внутри которой расположен откачивающий насос 2, имеющий привод от ротора низкого давления 3. Снаружи опоры 1 размещен откачивающий насос 4, имеющий привод от ротора высокого давления 5. Всасывающие магистрали 6 и 7 откачивающих насосов 2 и 4 подсоединены к нижней части полости опоры 1 параллельно. Нагнетающие магистрали 8 и 9 откачивающих насосов 2 и 4 соединены и направлены в маслобак 10. Всасывающая полость откачивающего насоса 4 дополнительно подключена через дроссельное сопротивление 11 и магистраль 12 к устройству подачи масла 13.

При запуске двигателя быстрее набирает обороты откачивающий насос 4, так как он раскручивается ротором высокого давления 5, приводимым во вращение от стартера, поэтому он первым вступает в работу. В этот момент насос 2 работает вхолостую, а его шестерни смазываются через нагнетающие магистрали 8 и 9. На останове двигателя обороты откачивающего насоса 4 падают быстрее, чем обороты откачивающего насоса 2, поэтому он переходит на холостой режим работы, а откачка масла из опоры 1 осуществляется только откачивающим насосом 2. Смазка шестерен откачивающего насоса 4, работающего вхолостую, производится от насоса подачи масла 13 через магистраль 12 и дроссельное сопротивление 11. На номинальных режимах работы двигателя насосы 2 и 4 работают поочередно в зависимости от изменения направления скольжения роторов 3 и 5 и типа фигур, выполняемых самолетом.

Источники информации:

[1] М.М.Бич, Е.В.Вейнберг, Д.Н.Сурнов. Смазка авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979, с.34, рис. 3.1.