Маслобак авиационного двигателя

 

Маслобак предназначен для системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Маслобак содержит корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками. Система подсоединена к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер. Камеры подключены через маслоотделитель к потребителю. В конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором. Разгрузочные седла выполнены в виде кольцевой канавки. Шаровой затвор снабжен эластичной оболочкой. Таким образом, наличие разгрузочных седел на конусном седле позволяет в момент выхода самолета из зоны действия отрицательных перегрузок или возврата с перевернутого полета на нормальный получить на затворе дополнительную силу от давления воздуха со стороны разгрузочных седел, направленную в сторону действия сил тяжести, что улучшает быстродействие затвора и исключает момент запирания дренажных магистралей, наддув маслобака будет ликвидирован. 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Изобретение может применяться также в масляных системах двигателей для других областей народного хозяйства.

Известен маслобак авиационного двигателя, содержащий корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, расположенными в разных местах корпуса, подсоединенную к коллектору, сообщенному через отключающие грузовые шаровые клапаны с потребителем.

К недостаткам этого устройства следует отнести малую надежность отключающего клапана, что объясняется наличием в клапане цилиндрической направляющей и необходимостью центрирования относительно нее уплотнительного седла. Здесь налицо техническое противоречие: с одной стороны, для улучшения центровки необходимо уменьшить зазор между направляющей и затвором клапана, но это приводит к появлению трения и заедания клапана, а, с другой стороны, для устранения заедания зазор необходимо увеличивать, однако это снижает устойчивость клапана в поперечном направлении и при резких эволюциях самолета приводит к смещению клапана с седла и нарушению режима работы.

Указанное техническое противоречие разрешено в устройствах, в которых направляющая и уплотнительная поверхности совмещены, например, когда седло выполнено в виде конусной воронки, например, в маслобаке авиационного двигателя, содержащем корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, подсоединенную к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер, подключенных через маслоотделитель к потребителю [2].

Однако указанный маслобак не позволяет обеспечить надежную работу маслосистемы двигателя при маневре самолета, связанным с выходом его из зоны действия отрицательных перегрузок из-за кратковременного заброса давления в маслобаке. Заброс давления в маслобаке вызван запиранием шаровым затвором дренажных магистралей, расположенных в верхней его части, в момент окончания упомянутого маневра. Объясняется это тем, что из-за больших утечек воздуха в дренаж маслобака при работе двигателя в зоне отрицательных нагрузок магистраль, связывающая камеры коллектора с маслоотделителем, сильно задемпфирована, поэтому равнодействующая газовых сил, действующих на шарик (см. фиг. 2) в момент окончания указанного выше маневра, некоторое время остается больше его силы тяжести. Заброс давления в маслобаке приводит не только к появлению недопустимых деформаций корпуса маслобака, но может привести к его разрыву и к аварии самолета.

Следует также отметить, что наддув маслобака приводит к выдавливанию масла из нижней части маслобака в верхнюю и заливку дренажных магистралей. При последующем срабатывании шаровых затворов часть скопившегося в дренажных магистралях масла выбрасывается в атмосферу через маслоотделитель, который не расчитан на залповый выброс в него масла, что приводит к ухудшению экологических характеристик самолета. И снова налицо техническое противоречие: с одной стороны, совмещение направляющей и уплотняющей поверхностей клапана необходимо, так как повышает надежность срабатывания; а с другой стороны, оно недопустимо, так как приводит к забросу давления в маслобаке при выходе самолета из зоны действия отрицательных перегрузок.

Задача изобретения - устранение забросов давления в маслобаке при выходе самолета из зоны действия отрицательных перегрузок, что повышает надежность его работы.

Указанная задача достигается тем, что в маслобаке авиационного двигателя, содержащем корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, подсоединенную к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер, подключенных через маслоотделитель к потребителю, в нем в конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором.

Кроме того, разгрузочные седла в нем могут быть выполнены в виде кольцевой канавки, а шаровой затвор может быть снабжен эластичной оболочкой.

Новым здесь является то, что в конусном седле в месте контакта с зазором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором.

Кроме того, возможно, что разгрузочные седла выполнены в виде кольцевой канавки, а шаровой затвор снабжен эластичной оболочкой.

Наличие разгрузочных седел на конусном седле позволяет в момент выхода самолета из зоны действия отрицательных перегрузок или возврата с перевернутого полета на нормальный получит на затворе дополнительную силу от давления воздуха со стороны разгрузочных седел, направленную в сторону действия сил тяжести, что улучшает быстродействие затвора и исключает момент запирания дренажных магистралей. Наддув маслобака будет ликвидирован.

Выполнение разгрузочных седел в виде кольцевой канавки позволяет свести к минимуму неразгруженную площадь в месте контакта затвора с конусным седлом и повысить эффективность действия на него сил давления воздуха, помогающих срабатыванию затвора. Выполнение шарового затвора с эластичной оболочкой (например, в виде пленки из фторопласта толщиной 100...200 микрон) повысит герметичность затвора и сократит утечки масла в дренаж при работе двигателя в режиме отрицательных перегрузок. Подводя итог, можно сказать, что реализация предложения позволит повысить надежность работы маслосистемы на наиболее опасных режимах полета самолета (перевернутый полет или полет с отрицательными нагрузками). Кроме того, предложение сократит расход смазки и улучшит экологические характеристики самолета. Предложение для своей реализации требует минимальные затраты, экономит масло и позволяет осуществить доделку маслобаков, находящихся в эксплуатации.

Из уровня техники неизвестен маслобак авиационного двигателя, у которого в конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором. Поэтому можно сделать вывод о том, что предлагаемое изобретение соответствует критериям "новизна" и "изобретательский уровень".

На фиг. 1 показан продольный разрез маслобака в положении нормального, горизонтального полета самолета; На фиг. 2 показан продольный разрез маслобака в положении перевернутого полета самолета; На фиг. 3 показан элемент А фиг. 2.

Маслобак авиационного двигателя содержит корпус 1, у которого между передней и задней стенками 2 и 3 размещена система петлеобразных дренажных магистралей, выполненных в виде соосно установленных один в другом с радиальным зазором полых цилиндров 4, 5, 6 и 7, закрытые концы которых опираются на перемычки 8, а открытые концы расположены в разных местах маслобака. Между открытым концом цилиндра 5 и перемычкой 8 образована щель 9, а между цилиндром 7 и перемычкой 8 щель 10. В боковой поверхности цилиндра 6 выполнены отверстия 11. Левые концы цилиндров 6 и 7 выведены в коллектор 12, состоящий из двух камер 13 и 14, между которыми расположено конусное седло 15, снабженное шаровым затвором 16, заключенным в эластичную оболочку 17. Шаровой затвор 16 упирается в нижнюю стенку коллектора и установлен соосно седлу 15 так, что при любых эволюциях не может сместиться с седла 15. В местах контакта с затвором 16 в седле 15 выполнены разгрузочные седла 18, сообщающие между собой камеры 13, 14. Камера 14 сообщена трубой 19 с маслоотделителем 20. Цилиндр 7 со стороны задней стенки 3 имеет заборник 21, а в перемычке 8 между цилиндрами 4 и 6 выполнено противосифонное отверстие 22.

В местах контакта с затвором 16 в седле 15 может быть выполнена кольцевая разгрузочная канавка 23, донышко которой через отверстия 24 сообщает между собой полости 13, 14, а кромки 25 взаимодействуют с зазором 16.

Маслобак работает следующим образом. Подвод масло-воздушной эмульсии производится по трубе 26 через циклон 27, а отвод воздуха из нижней полости корпуса 1 в верхнюю часть через грузовой клапан 28. Отвод масла из бака осуществляется через маслозаборник 29. При наборе высоты самолетом масловоздушная эмульсия по трубе 26 подводится к циклону 27, где происходит нее разделение на воздух, который поднимается в верхнюю часть корпуса 1, и масло, которое опускается в нижнюю часть корпуса и забирается маслозаборником 29 в маслосистему двигателя для повторного использования. Часть воздуха, которая не успела отделиться от масла в циклоне 27, через открытый грузовой клапан 28 также попадает в верхнюю часть корпуса. При наборе высоты самолета воздуха из верхней части маслобака осуществляется через щель между цилиндрами 4, 5 со стороны передней стенки 2 корпуса 1, затем через щель 9, отверстия 11, камеру 13 коллектора 12, конусное седло 15 мимо затвора 16 в маслоотделитель 20 через трубу 19. Часть воздуха в трубу 19 проходит через разгрузочные седла 18, сообщающие камеры 13 и 14 между собой. Отделившееся в маслоотделителе 20 масло стекает внутрь корпуса 1 маслобака, а чистый воздух направляется к потребителю. При пикировании самолета отвод воздуха из маслобака осуществляется через щель 10. Воздух попадает в радиальный зазор между цилиндрами 6 и 7 со стороны задней стенки 3 и дальнейший путь его аналогичен вышеописанному.

При горизонтальном полете самолета воздух из верхней части корпуса 1 будет отводиться одновременно двумя потоками: через щель 10 со стороны задней стенки 3 и через щель, образованную между цилиндрами 4, 5 со стороны передней стенки 2.

При перевернутом полете самолета или в случае воздействия на него отрицательных перегрузок масло запирается грузовым клапаном 28 в пространстве, ограниченном боковыми стенками циклона 27 и стенками корпуса 1, откуда забирается маслозаборником 29 в маслосистему двигателя, а воздух через заборник 21 и цилиндр 7 попадает в камеру 14 коллектора 12 и далее по трубе 19 в маслоотделитель 20. Масловоздушная эмульсия через трубу 26 попадает в циклон 27, где отделившийся из масла воздух поступает к заборнику 21 и дальнейший путь его описан выше, а масло под действием сил тяжести перемещается в противоположную сторону, где запирается шаровым затвором 16 так, что перекрываются, как разгрузочные седла 18, так и конусное седло 15. Если на конусном седле выполнена разгрузочная канавка 23, то шаровой затвор 16, контактируя с кромками 25, разобщает отверстия 24 от камеры 13 и одновременно перекрывает конусное седло 15.

Герметичность перекрытия разгрузочных седел 18 дополнительно обеспечивается эластичностью оболочки 17. Следует заметить, что противосифонное отверстие 22 в перемычке 8 не позволит маслу попасть в камеру 13 за счет эффекта "сифонного переливания", поскольку оно устранит разряжение в магистралях суфлирования, возникающие при эволюциях самолета.

Как видно из описания изобретения для его реализации используются элементы по отдельности широко используемые в промышленности, вследствие чего можно сделать вывод о соответствии заявляемого изобретения критерию "промышленная применимость".

Источники информации 1. Патент США N 2975973, НКИ 137-43, опубл. 1961 г.

2. Патент РФ N 733381, МКИ F 02 K 11/00, от 1978 г.

Формула изобретения

1. Маслобак авиационного двигателя, содержащий корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, подсоединенную к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер, подключенных через маслоотделитель к потребителю, отличающийся тем, что в конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором.

2. Маслобак авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что разгрузочные седла выполнены в виде кольцевой канавки.

3. Маслобак авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что шаровой затвор снабжен эластичной оболочкой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

PC4A - Регистрация договора об уступке патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Прежний патентообладатель:Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"

(73) Патентообладатель:Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"

(73) Патентообладатель:Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение"

Договор № РД0033747 зарегистрирован 12.03.2008

Извещение опубликовано: 27.04.2008        БИ: 12/2008

---