Система суфлирования воздуха в авиационном газотурбинном двигателе

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.

 

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к масляному соплу для газотурбинного двигателя, содержащему корпус (16), имеющий циркуляционную трубку (18) для находящейся под давлением текучей среды.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам контроля и сигнализации газотурбинных двигателей. Сигнализатор температуры и магнитных продуктов износа в системе смазки содержит корпус с установленным в нем с зазором постоянным магнитом и электрическую цепь с источником питания.

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

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства системы суфлирования воздуха авиационного газотурбинного двигателя. 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.

Наверх