×
22.12.2019
219.017.f09f

Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: 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 задача решается тем, что в системе суфлирования воздуха в авиационном ГТД, содержащей полости подшипниковых опор ротора и коробку привода агрегатов с приводным центробежным суфлером с каналами подвода воздха и отвода масла, согласно настоящему изобретению полости подшипниковых опор ротора подключены системой суфлирующих магистралей к подводящему каналу установленного внутри замкнутой емкости циклонного воздухоотделителя, воздухоотводящий канал которого сообщен с замкнутой полостью, которая сообщена с каналом подвода воздуха в центробежный суфлер, а в подводящий канал циклонного воздухоотделителя встроен эжектор, низконапорное сопло которого сообщено с каналом отвода масла центробежного суфлера. 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства системы суфлирования воздуха авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД).

Известна система суфлирования воздуха в авиационном ГТД, содержащая полости подшипниковых опор ротора и коробку привода агрегатов (далее КПА) с приводным центробежным суфлером с каналами подвода воздуха и отвода масла (RU 2416033).

Пропуская воздух в атмосферу, суфлер задерживает включения масла, которые переправляются внутрь КПА, что приводит к эмульсированию масла в картере, ухудшению условий работы откачивающего маслонасоса и перегреву масла в картере. Отвод уловленного суфлером масла в маслобак, лишенный (как правило) приводных механизмов, приводит к росту гидросопротивления в канале отвода масла из-за удаленности маслобака от суфлера, кроме того маслобак располагается наверху ГТД, а КПА внизу (как правило), что приводит к повышенной утечке масла в воздухоотводящую магистраль суфлера, дымлению на выхлопе ГТД и повышенному расходу авиационного дефицитного масла. Следует обратить внимание и на ухудшение экологических характеристик ГТД.

Задачей изобретения является снижение расхода масла в ГТД за счет рациональной организации подвода воздуха и отвода масла от суфлера. Указанная задача решается тем, что в системе суфлирования воздуха в авиационном ГТД, содержащей полости подшипниковых опор ротора и коробку привода агрегатов с приводным центробежным суфлером с каналами подвода воздха и отвода масла, согласно настоящему изобретению полости подшипниковых опор ротора подключены системой суфлирующих магистралей к подводящему каналу установленного внутри замкнутой емкости циклонного воздухоотделителя, воздухоотводящий канал которого сообщен с замкнутой полостью, которая сообщена с каналом подвода воздуха в центробежный суфлер, а в подводящий канал циклонного воздухоотделителя встроен эжектор, низконапорное сопло которого сообщено с каналом отвода масла центробежного суфлера.

Реализация изобретения позволяет осуществить предварительную очистку суфлируемого воздуха в циклонном воздухоотделителе, а затем чистовую в приводном центробежном суфлере с вращающейся крыльчаткой. Кроме того при вытекании воздуха с еще с оставшимися в нем включениями масла из небольшого объема циклонного воздухоотделителя в замкнутую емкость значительно большего объема происходит резкое падение скорости потока суфлируемого воздуха, приводящее к осаждению в емкости дополнительного количества включений масла, что позволяет говорить о наличии в системе суфлирования трехступенчатой очистки суфлируемого воздуха. Наибольший эффект изобретение дает при повышенном давлении в системе суфлирования (>0,5 кг/см2), т.к. позволяет эффективно использовать избыточную энергию воздуха, просачивающегося через уплотнения проточной части ГТД в полости подшипниковых опор ротора для повышения качества маслоотделения в суфлере.

Использование предложенного устройства позволяет путем небольших доработок ГТД осуществить «лечение» дефектных систем суфлирования готовых изделий, имеющих повышенную утечку смазки в окружающую атмосферу и, кроме того, уменьшить загрязнение дорожек аэродрома.

На чертеже показана принципиальная схема суфлирования воздуха авиационного ГТД.

Система суфлирования включает в себя полость 1 подшипниковых опор ротора ГТД (на схеме для упрощения чертежа изображена одна подшипниковая опора) и КПА 2 с приводным центробежным суфлером 3 с каналом 4 подвода воздуха и каналом 5 отвода масла. Каждая полость суфлирующих магистралей 6 к подводящем каналу 7 циклонного воздухоотделителя 8, установленного внутрь замкнутой емкости 9.

В подводящий канал 7 циклонного воздухоотделителя 8 встроен эжектор 10 так, что выход из подводящего канала 7 сообщен с высоконапорным соплом 11 эжектора, а канал 5 отвода масла от суфлера 3 через камеру смешения 12 сообщен с низконапорным соплом 13 эжектора, причем замкнутая полость 9 через суфлирующую магистраль 14 сообщена с каналом 4 подвода воздуха к суфлеру.

При работе ГТД в полости 1 подшипниковых опор ротора ГТД через уплотнительные устройства поступает воздух из проточной части, что приводит к росту в них давления и перемешиванию воздуха с маслом, подводимым к форсункам от маслонасоса. Повышение давления воздуха в полостях 1 может привести к разрушению тонкостенных элементов конструкции ГТД (корпусов подшипниковых опор, маслобака и тому подобное) с последующей утечкой масла в окружающую атмосферу. Для предотвращения нарушений в работе ГТД воздух вместе с мельчайшими частицами смазки (масловоздушная эмульсия) отводится через систему суфлирующих магистралей 6 к тангенциальному подводящему каналу 7 циклонного воздухоотделителя 8. Т.к. на конце канала 7 выполнено высоконапорное сопло 11 эжектора 10, масловоздушная эмульсия ускоряется и часть ее потенциальной энергии преобразуется в кинетическую, при этом эмульсия увлекает с собой в камеру смешения 12 эжектора через низконапорное сопло 13 масло из канала 5 отвода масла от суфлера 3. В камере смешения 12 происходит обмен энергиями эжектирующего потока (эмульсионного) и эжектируемого (масло из канала 5) и выравнивание их скоростей.

Из низконапорного сопла 13 эмульсия поступает внутрь циклонного воздухоотделителя 8 по касательной к боковой стенке и закручивается благодаря напору эмульсионной струи, при этом тяжелая ее фракция (включения масла) под действие центробежных сил откидывается на периферию (к боковой стенке) и под действием сил тяжести опускается на дно замкнутой емкости 9, а предварительно очищенный воздух с еще оставшимися в нем мельчайшими включениями масла поднимается вверх и через воздухоотводящий канал воздухоотделителя 8 попадает внутрь замкнутой полости 9, где происходит резкое падение скорости воздушного потока и осаждение в ней дополнительного количества включений масла.

Из замкнутой полости 9 воздушный поток по суфлирующему трубопроводу 14 попадает в канал 4 отвода воздуха центробежного суфлера 3, в котором производится окончательная (чистовая) очистка воздуха от части смазки, что ведет к минимуму выброса масла в окружающую среду.

Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе, содержащая полости подшипниковых опор ротора и коробку привода агрегатов с приводным центробежным суфлером с каналами подвода воздуха и отвода масла, отличающаяся тем, что полости подшипниковых опор ротора подключены системой суфлирующих магистралей к подводящему каналу установленного внутри замкнутой емкости циклонного воздухоотделителя, воздухоотводящий канал которого сообщен с замкнутой емкостью, которая сообщена с каналом подвода воздуха центробежного суфлера, а в подводящий канал циклонного воздухоотделителя встроен эжектор, низконапорное сопло которого сообщено с каналом отвода масла центробежного суфлера.
Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе
Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 110.
29.12.2017
№217.015.f19b

Рабочее колесо второй ступени ротора компрессора высокого давления (квд) турбореактивного двигателя (варианты), диск рабочего колеса ротора квд, лопатка рабочего колеса ротора квд, лопаточный венец рабочего колеса ротора квд

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения. Рабочее колесо второй ступени вала ротора КВД ТРД содержит диск и образующие лопаточный венец рабочие лопатки. Диск включает ступицу с центральным отверстием, полотно и обод. Лопатка содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002636998
Дата охранного документа: 29.11.2017
29.12.2017
№217.015.f704

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции лопатки турбомашины, в частности осевого компрессора газотурбинного двигателя. Лопатка турбомашины выполнена в виде пера с прикрепленными к нему входной и выходной кромками, выполненными из материала с пористой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639264
Дата охранного документа: 20.12.2017
29.12.2017
№217.015.f741

Устройство для смазки подшипниковой опоры ротора турбомашины

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства для смазки опорного подшипника ротора турбомашины, в частности авиационного двухроторного газотурбинного двигателя самолета (ГТД). Патрубок подвода масла выполнен из двух сообщающихся между собой трубопроводов,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639262
Дата охранного документа: 20.12.2017
29.12.2017
№217.015.f7a0

Узел уплотнения газовой турбины

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установках наземного применения. Узел уплотнения газовой турбины содержит закрепленный на статоре турбины кольцевой корпус (1) со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639444
Дата охранного документа: 21.12.2017
29.12.2017
№217.015.f7bd

Универсальная модульная портальная силовая рама для статических и циклических стендовых испытаний деталей и корпусов турбомашин

Изобретение относится к области стендовых испытаний деталей и корпусов турбомашин, в частности авиационного двигателестроения, а именно к конструкции стендовых силовых рам для статических и циклических испытаний. Универсальная модульная портальная силовая рама содержит силовые стойки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639451
Дата охранного документа: 21.12.2017
20.01.2018
№218.016.15df

Коробка двигательных агрегатов (кда) турбореактивного двигателя, узел кда турбореактивного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Коробка двигательных агрегатов КДА ТРД содержит корпус и крышку. Корпус КДА размещен на промежуточном корпусе двигателя. На корпусе КДА смонтированы центробежный топливоподкачивающий насос, суфлер центробежный и насос плунжерный. Со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002635227
Дата охранного документа: 09.11.2017
20.01.2018
№218.016.15ec

Коробка двигательных агрегатов (кда) турбореактивного двигателя (трд), корпус кда, главная коническая передача (гкп) кда, ведущее колесо гкп кда, ведомое колесо гкп кда, входной вал кда

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Коробка двигательных агрегатов КДА ТРД содержит корпус и крышку, выполненных с уступообразным плоским дном и цилиндрическими стенками переменной кривизны. Корпус КДА седлообразно размещен на промежуточном корпусе двигателя. Корпус...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002635125
Дата охранного документа: 09.11.2017
13.02.2018
№218.016.1fa9

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к конструкции поворотного осесимметричного сопла турбореактивного двигателя. Сопло содержит неподвижный корпус со сферической полой законцовкой и поворотное устройство, установленное с возможностью поворота относительно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002641425
Дата охранного документа: 17.01.2018
17.02.2018
№218.016.2a8e

Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, может быть использовано в конструкции рабочих колес осевых компрессоров газотурбинных двигателей. Рабочее колесо ротора компрессора высокого давления газотурбинного двигателя содержит диск с кольцевым пазом и лопатки. Между...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642976
Дата охранного документа: 29.01.2018
17.02.2018
№218.016.2abe

Клапанный узел канала перепуска компрессора

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642991
Дата охранного документа: 29.01.2018
Показаны записи 1-10 из 325.
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