Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения настройки дросселя и обеспечения стабильности давления подачи масла при запуске. Указанный технический результат решается тем, что известная маслосистема авиационного ГТД с форсажной камерой содержит сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, восходящая ветвь которого через второй выход управляемого двухпозиционного клапана сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания. При этом регулируемый дроссель установлен в магистрали, сообщающей петлю сифонного затвора с маслобаком. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбрана маслосистема авиационного ГТД с форсажной камерой, содержащая маслобак, сообщенный с установленным в магистрали подачи масла двухсекционным топливомасляным теплообменником с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный клапан, вход в который сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов из управляемого двухпозиционного клапана сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, и регулируемый дроссель (RU 2529280).

К недостатку известной маслосистемы следует отнести большую трудоемкость настройки регулируемого дросселя, в качестве которого применяется дроссельный пакет. При настройке в корпус дроссельного пакета набирается последовательно нужное количество шайб с дозирующими отверстиями малого проходного сечения и колец-проставок между ними, а по обе стороны пакета устанавливают плоские защитные фильтры, при этом часть масла из подводимых магистралей сливается и утилизируется. Следует отметить, что очень малые проходные сечения дозирующих отверстий подвержены засорению отложениями смолистых веществ и механических включений в масле, что снижает надежность работы маслосистемы.

Другой недостаток известной маслосистемы - перетечка масла на стоянке из маслобака в ГТД через зазоры в шестернях нагнетающего насоса, что может привести при запуске ГТД к падению давления масла в магистрали подачи и масляному «голоданию».

Задача изобретения - упростить настройку регулируемого дросселя и предотвратить утечку масла из маслобака в ГТД на стоянке.

Указанная задача решается тем, что известная маслосистема авиационного ГТД с форсажной камерой, содержащая маслобак, сообщенный с установленным в магистрали подачи масла двухсекционным топливомасляным теплообменником с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный клапан, вход в который сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов из управляемого двухпозиционного клапана сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, и регулируемый дроссель, согласно настоящему изобретению, содержит сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, восходящая ветвь которого через второй выход управляемого двухпозиционного клапана сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, при этом регулируемый дроссель установлен в магистрали, сообщающей петлю сифонного затвора с маслобаком.

При этом выход регулируемого дросселя выведен внутрь свободного объема маслобака.

Размещение регулируемого дросселя в магистрали, сообщенной с петлей сифонного затвора дает возможность ему выполнять одновременно и функцию жиклера стравливания для сифонного затвора, что позволяет упростить конструкцию дроссельного устройства, отказавшись от использования дроссельного пакета с малыми проходными сечениями дозирующих отверстий и установить расходную шайбу с большим проходным сечением, например, 2-3 мм, при этом отпадает надобность в защитных фильтрах и сливе масла из подводимой магистрали.

Утечка масла на стоянке ГТД из маслобака через зазоры в шестернях нагнетающего насоса в масляные полости ГТД будет ликвидирована благодаря подводу воздуха из свободного объема маслобака через жиклер стравливания (он же регулируемый дроссель) в петлю сифонного затвора, установленного в магистраль подачи масла.

Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения настройки дросселя и обеспечения стабильности давления подачи масла при запуске.

На чертеже изображена принципиальная схема маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания.

Маслосистема включает в себя масляные полости 1 опорных подшипников ротора с установленными в них форсунками 2. В магистрали 3 подачи масла за фильтром 4 установлен топливомасляный теплообменник, состоящий из двух секций 5 и 6, топливные полости которых подключены к разным магистралям подачи топлива в камеры сгорания ГТД. Топливная полость секции 5 подключена к магистрали 7 подачи топлива в основную камеру сгорания, а топливная полость секции 6 подключена к магистрали 8 подачи топлива в форсажную камеру сгорания. Масляные полости секций 5 и 6 сообщены между собой через управляемый двухпозиционный клапан 9. Полость управления 10 управляемого двухпозиционного клапана 9 сообщена с магистралью 8 подачи топлива в форсажную камеру сгорания ГТД.

Вход 11 в управляемый двухпозиционный клапан 9 сообщен магистралью 12 с выходом из масляной полости секции 5. В упомянутом клапане имеются два выхода 13 и 14. Выход 13 через магистраль 15 сообщен с входом в масляную полость секции 6, а выход 14 сообщен с магистралью 16. В магистраль 3 подачи масла в ГТД встроен сифонный затвор, включающий в себя входящую и нисходящую ветви соответственно 17 и 18 и петлю 19.

Сифонный затвор установлен так, что восходящая ветвь 17 затвора через магистраль 16 и управляемый двухпозиционный клапан 9 подключена через магистраль 12 в масляную полость секции 5, сообщенной с магистралью 7 подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь 18 затвора подключена через магистраль 20 в масляную полость секции 6, сообщенной с магистралью 8 подачи топлива в форсажную камеру сгорания ГТД.

Петля 19 сифонного затвора магистралью 21 сообщена с регулируемым дросселем 22, выполняющим одновременно функцию жиклера стравливания. Выход из регулируемого дросселя 22 выведен в свободный объем 23 маслобака 24. Маслосистема снабжена нагнетающим 25 и откачивающим 26 насосами, установленными на коробку 27 привода агрегатов ГТД.

При работе ГТД на бесфорсажном режиме масло из маслобака 24 поступает на вход нагнетающего насоса 25 и далее через фильтр 4 и магистраль 3 подачи масла попадает в масляную полость секции 5 теплообменника и охлажденное поступающим в нее основным топливом из магистрали 7 подводится к входу 11 управляемого двухпозиционного клапана 9. Так как режим работы бесфорсажный, давления топлива в полости нет, и затвор клапана 9 перекрывает путь масла к выходу 13 и открывает выход 14, откуда масло по магистрали 16 поступает в восходящую ветвь 17 сифонного затвора, а затем через петлю 19 и ниспадающую ветвь 18 затвора к масляным форсункам 2 в масляных полостях 1. Незначительная часть масла из петли 19 по магистрали 21 и регулируемому дросселю 22 перепускается в свободный объем 23 маслобака 24. При включении форсажного режима работы ГТД в магистрали 8 появляется форсажное топливо, которое попадает в топливную полость секции 6 теплообменника.

В полости управления 10 управляемого двухпозиционного клапана 9 растет давление и происходит переключение позиций упомянутого клапана 9: выход 14 перекрывается, а выход 13 открывается. Масло по магистрали 12 из масляной полости секции 5 через клапан 9 и магистраль 15 попадает в масляную полость секции 6 и, охлаждаясь дополнительным форсажным топливом, поступает через магистраль 20 напрямую в ниспадающую ветвь 18 сифонного затвора, что позволяет выравнить гидравлические характеристики масляных трактов течения масла при работе ГТД на двух разных режимах: форсажном и бесфорсажном.

Наличие регулирующего дросселя 22, сообщенного через магистраль 21 с петлей 19 и являющегося одновременно жиклером стравливания сифонного затвора, позволяет корректировать давление в магистрали 18 за счет дополнительного перепуска масла через дроссель 22 в свободный объем 23 маслобака 24. После останова ГТД воздух из свободного объема 23 маслобака 24 через регулируемый дроссель 22 и магистраль 21 попадает в петлю 19 сифонного затвора и разрыват струю масла между восходящей и ниспадающей ветвями 17 и 18 сифонного затвора, что исключит перетечки масла на стоянке из маслобака 24 в масляные полости 1.

1. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, содержащая маслобак, сообщенный с установленным в магистрали подачи масла двухсекционным топливомасляным теплообменником с раздельными топливными полостями, сообщенными соответственно с магистралями подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, и с масляными полостями, сообщенными между собой через управляемый двухпозиционный клапан, вход в который сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а один из двух выходов из управляемого двухпозиционного клапана сообщен с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, и регулируемый дроссель, отличающаяся тем, что содержит сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, восходящая ветвь которого через второй выход управляемого двухпозиционного клапана сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания, при этом регулируемый дроссель установлен в магистрали, сообщающей петлю сифонного затвора с маслобаком.

2. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой по п. 1, отличающаяся тем, что выход регулируемого дросселя выведен внутрь свободного объема маслобака.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбостроению, а именно к системам смазки газотурбинных двигателей. Система смазки двигателя газотурбинной установки снабжена трёхходовым краном для подачи масла в нагнетающую магистраль или в магистраль откачки масла для его утилизации, датчиком давления масла, радиатором охлаждения масла, маслофильтром, баком отработанного масла, магистралью подачи отработанного масла в камеру сгорания, дозатором уровня подачи отработанного масла в камеру сгорания.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к опорам роторов газотурбинных двигателей. Опора ротора газотурбинного двигателя, включающая подшипник, установленный на валу ротора и в корпусе опоры, масляную полость опоры и воздушную предмасляную полость с масляным и воздушным уплотнениями, масляную струйную форсунку, в корпусе которой выполнены отверстие подвода масла и сопло подачи масла к подшипнику.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Турбомашина содержит два вращающихся вала и один агрегат для смазки, содержащий насос с корпусом, внутри которого установлен ротор, приводимый в движение посредством одного из упомянутых валов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и энергетического машиностроения, преимущественно к системам смазки и охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей, и может быть использовано для увеличения эффективности смазки и охлаждения подшипников, например, высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей, где применение охлаждения масловоздушной смесью не представляется возможным, вследствие специфичных условий работы, таких как работа в агрессивной газовой среде или применение в спецтехнике, где не допускается попадание масла в проточную полость.

Кольцевая маслосборная крышка агрегата газотурбинного двигателя, выполненная с возможностью расположения вокруг агрегата и с возможностью вращения вокруг оси, содержит сквозные отверстия для радиального прохождения масла за счет центробежного эффекта, а также средства отклонения масла.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, первый подшипниковый узел, второй подшипниковый узел, ступицу компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления установлен вдоль оси двигателя.

Объектом изобретения является модуль газотурбинного двигателя, содержащий агрегат, вращающийся вместе с кожухом, при этом упомянутый кожух содержит сквозные радиальные отверстия для прохождения масла, выходящего за счет центробежного эффекта, и средства направления в радиальном направлении наружу масла, выходящего из упомянутых отверстий, и картер, образующий, по меньшей мере, часть смазочной камеры для смазки упомянутого агрегата.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения настройки дросселя и обеспечения стабильности давления подачи масла при запуске. Указанный технический результат решается тем, что известная маслосистема авиационного ГТД с форсажной камерой содержит сифонный затвор, установленный в магистрали подачи масла, восходящая ветвь которого через второй выход управляемого двухпозиционного клапана сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в основную камеру сгорания, а ниспадающая ветвь сообщена с масляной полостью секции двухсекционного топливомасляного теплообменника, топливная полость которой сообщена с магистралью подачи топлива в форсажную камеру сгорания. При этом регулируемый дроссель установлен в магистрали, сообщающей петлю сифонного затвора с маслобаком. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх