МАСЛОСИСТЕМА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2014 года по МПК F02C7/06 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер (М.М. Бич, Е.В. Вейнберг, Д.Н. Сурнов «Смазка авиационных газотурбинных двигателей». М.: Машиностроение, 1979 г., стр.40, рис.3.2).

Недостатком известной маслосистемы авиационного ГТД является наличие двух приводных механизмов, предназначенных для приведения во вращение центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера, что усложняет конструкцию коробки привода агрегатов (КПА), на которую они установлены, так как увеличивает в ней количество осей и шестеренных передач. К другим недостаткам известного технического решения следует отнести увеличенные габариты и массу КПА, а также снижение ее КПД.

Техническим результатом заявленного изобретения является упрощение конструкции маслосистемы, а также снижение ее массы за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов.

Заявленный технический результат достигается тем, что в маслосистеме авиационного газотурбинного двигателя, содержащей установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер, согласно изобретению, центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе, причем магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера.

Благодаря размещению центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера на одном приводном валу сократилось количество требуемых осей и шестеренных передач в механизме КПА. Также сократилось количество внешних магистралей суфлирования в маслосистеме двигателя, поскольку одна из них, предназначенная для отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя, выполнена внутри приводного вала и сообщена с воздушной полостью центробежного суфлера внутри единого корпуса. Все это упрощает конструкцию КПА и маслосистемы в целом, упрощает обвязку двигателя трубопроводами и облегчает размещение КПА в мотогондоле двигателя. При этом сокращение габаритов КПА позволяет снизить массу маслосистемы.

На фиг.1 изображена принципиальная схема маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя.

На фиг.2 показан продольный разрез центробежного воздухоотделителя и центробежного суфлера, выполненных в едином корпусе.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя включает в себя масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора двигателя и масляную полость 4 коробки привода агрегатов 5. Каждая из масляных полостей 1,2,3 подключена к своему откачивающему насосу, конструктивно объединенным в единый блок 6 насосов. Масляная полость 4 коробки привода агрегатов 5 подключена к отдельному насосу 7.

Выходы из блока 6 насосов и выход насоса 7 подключены магистралями к входу центробежного воздухоотделителя с крыльчаткой 8 закрытого типа, расположенной в корпусе 9 и зафиксированной на приводном валу 10. Корпус 9 установлен на коробке привода агрегатов 5.

Для отвода воздуха из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11 в атмосферу в маслосистеме предусмотрен центробежный суфлер с открытой крыльчаткой 12, расположенной, как и крыльчатка 8, в корпусе 9 и аналогично зафиксированной относительно приводного вала 10.

Таким образом, центробежный воздухоотделитель и центробежный суфлер расположены соосно на валу 10 и выполнены в едином корпусе 9, т.е. представляют собой единый агрегат с одним приводным валом 10.

Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала 10 и подведена на вход центробежного суфлера. Для этого в приводном валу 10 выполнен центральный канал 13, сообщающий воздушную полость центробежного воздухоотделителя через центробежный клапан 14 с входом центробежного суфлера внутри корпуса 9. Таким образом, магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя выполнена в виде центрального канала 13, подведенного ко входу центробежного суфлера.

Для подачи масла в масляные полости 1,2,3 подшипниковых опор ротора ГТД и масляную полость 4 коробки привода агрегатов 5 предусмотрен нагнетающий насос 15.

При работе маслосистемы масло из маслобака 11 попадает на вход нагнетающего насоса 15. Далее через систему масляных магистралей масло под давлением поступает к форсункам в масляных полостях 1,2,3 и 4, где оно разбрызгивается и интенсивно перемешивается с воздухом и газами, образуя масловоздушную эмульсию, которая попадает в откачивающие насосы 6 и 7, где имеющиеся в масле пузырьки воздуха и газов еще более раздробляются. Из-за местных разрывов масляной пленки вспененное масло хуже смазывает и охлаждает детали двигателя. Поэтому прежде чем попасть в маслобак 11 масло поступает на вход крыльчатки 8 центробежного воздухоотделителя, которая расположена в корпусе 9. Попадая в поле центробежных сил, масло, как более тяжелое, отбрасывается центробежными силами на периферию крыльчатки 8, откуда отводится в маслобак 11. Более легкий воздух собирается в центре перед центробежным клапаном 14, который предотвращает на пониженных частотах вращения центробежного воздухоотделителя перетекание части масла вместе с воздухом в суфлируемую полость, куда должен отводиться только воздух. При достижении крыльчаткой 8 рабочих частот вращения центробежный клапан 14 приподнимается и открывает доступ воздуху в центральный канал 13 приводного вала 10.

На вход крыльчатки 12 центробежного суфлера также поступает воздух с включениями масла, отводимый из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11.

Воздух из центрального канала 13, из масляных полостей 1,2,3,4 и маслобака 11 через коробку привода агрегатов 5 поступает в проточную часть открытой крыльчатки с радиальными лопатками, где попадает в центробежное поле сил инерции. Под действием центробежного поля сил инерции более тяжелые частицы масла откидываются на периферию крыльчатки 12 и отводятся внутрь коробки привода агрегатов 5, откуда возвращаются в циркуляцию при помощи откачивающего насоса 7. Воздух оттесняется к оси приводного вала 10 и выводится по кольцевому каналу между приводным валом 10 и корпусом 9 в атмосферу.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам маслосистем авиационных газотурбинных двигателей. Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя содержит установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер. Центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе. Магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера. Технический результат изобретения позволяет упростить конструкцию маслосистемы, а также снизить ее массу за счет сокращения количества конструктивных элементов в составе коробки привода агрегатов и их габаритов. 2 ил.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая установленные в магистралях откачки и суфлирования приводные центробежные воздухоотделитель и суфлер, отличающаяся тем, что центробежные воздухоотделитель и суфлер расположены соосно на одном приводном валу и выполнены в едином корпусе, причем магистраль отвода воздуха от центробежного воздухоотделителя расположена внутри приводного вала и подведена на вход центробежного суфлера.