ДРЕНАЖНАЯ СИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2002 года по МПК F02C7/232 

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно авиационного, и может быть использовано в отраслях народного хозяйства, в которых применяются газотурбинные двигатели с дренажной системой.

Известна дренажная система газотурбинного двигателя, содержащая дренажные полости агрегатов, фильтр, дренажный бак, магистраль откачки топлива, шестеренный насос и магистраль перепуска топлива (см. патент RU 2141049, МПК F 02 C 7/232, 1999 г.).

Недостатком известной дренажной системы является ее конструктивная сложность, необходимость насоса откачки дренажа из дренажного бака и удаление дренажа наружу при длительной стоянке самолета, что приводит к потерям до ~ 3 тонн топлива в год на один эксплуатируемый двигатель и загрязнению окружающей среды.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в существенном упрощении известной дренажной системы и исключении слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета путем использования давления дренажа, просочившегося через уплотнения агрегатов из сливных полостей, а также давления газов камеры сгорания, вытесняющих топливо из пусковых форсунок после запуска двигателя и из топливного коллектора основного контура после выключения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулируемых агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.

Принципиальная схема дренажной системы авиационного двигателя представлена на чертеже. Дренажная система состоит из топливного бака самолета 1, фильтра тонкой очистки 2, дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов 3, 4, 5, 6, топливного коллектора основной камеры сгорания 7, распределителя топлива 8, обратных клапанов 9, 12, 16, жиклера 10, пусковых форсунок 11, клапана запуска 13, клапана слива 14 и объединенного трубопровода 15.

Обратные клапана 9, 12, 16 предназначены для исключения утечек дренажа через пусковые 11 и топливные 7 форсунки при длительной стоянке самолета под топливом. Клапан слива 14 служит для оценки суммарных утечек и утечек топлива от каждого агрегата в отдельности, позволяющих определить техническое состояние манжетных и торцевых уплотнений агрегатов. Соединение трубопровода 15 с надтопливной частью топливного бака самолета 1 обеспечивает
использование дренажа в камере сгорания двигателя;
отделение дренажной системы от топлива, находящегося в топливном баке самолета;
исключение слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета под топливом.

В конце запуска двигателя топливо, оставшееся в пусковых форсунках 11 под действием давления газов в камере сгорания, будет подаваться в объединенный трубопровод 15, а затем в надтопливную часть топливного бака 1. После выключения двигателя распределитель топлива 8 соединит топливный коллектор 7 основной камеры сгорания с объединенным трубопроводом 15 и под действием давления газов камеры сгорания произойдет вытеснение всего топлива в надтопливную часть топливного бака 1. В процессе работы двигателя топливо и масло, проникшее через уплотнения агрегатов 3, 4, 5, 6 из сливных полостей с давлением 3...5 кгс/см², будет сливаться в объединенный трубопровод 15, а затем в топливный бак самолета 1.

При длительном хранении двигателя под топливом в составе самолета произойдет выравнивание гидростатических давлений во внутренних полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 с давлениями в дренажных полостях, в результате чего утечки в дренаж прекратятся. Таким образом, весь дренаж, образовавшийся в процессе работы и хранения двигателя, будет поступать в топливный бак самолета 1 с последующим использованием дренажа в камере сгорания двигателя.

В предложенной дренажной системе из авиационного двигателя в топливный бак самолета будет поступать незначительное количество масла, которое не приведет к снижению характеристики горения указанной смеси, так как обе рабочие жидкости получаются из нефти и они хорошо смешиваются друг с другом без образования осадков и помутнений. Это подтверждается тем, что после внутренней консервации двигателя в тупиковых полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 остается до ~ 10% от общего объема их внутренних полостей консервационного масла, не оказывающего отрицательного влияния на работоспособность двигателя.

В предложенной дренажной системе отпадает необходимость в дренажном баке и устройстве для откачки из него дренажа, что позволит снизить массу дренажной системы стоимость ее изготовления и исключить слив дренажа наружу при длительной стоянке самолета.

Использование предложенного технического решения позволит получить от 3 до 5 тонн экономии топлива в год на один эксплуатирующийся авиационный двигатель, исключить загрязнение горюче-смазочными материалами окружающей среды, снизить массу и стоимость изготовления дренажной системы.

Дренажная система авиационного двигателя содержит фильтр, обратный клапан, дренажные полости. Дренажная система также снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж. Объединенный трубопровод соединен с надтопливной частью топливного бака самолета. Изобретение приводит к повышению экономии топлива. 1 ил.

Дренажная система авиационного двигателя, содержащая фильтр, обратный клапан, дренажные полости, отличающаяся тем, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета, и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.