Способ работы системы смазки авиационного газотурбинного двигателя Российский патент 2024 года по МПК F02C7/06 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается способа работы системы смазки авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Известен способ работы системы смазки авиационного газотурбинного двигателя, включающий подачу масла в узлы трения масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов через напорную магистраль посредством нагнетающего насоса и удалении из них отработанного масла через откачивающую магистраль посредством блока откачивающих насосов (RU 2402686 C1).

К недостатку известного способа работы системы смазки авиационного ГТД следует отнести отсутствие дублирования подачи масла в двигатель при снижении давления подачи масла ниже величины минимально допустимого значения, либо при отказе работы нагнетающего насоса, что приводит к отказу двигателя, а на одномоторных летательных аппаратах к аварийной ситуации.

Задача изобретения - продублировать подачу масла в двигатель при снижении давления подачи масла нагнетающим насосом ниже минимально допустимого значения дополнительным подключением к подаче масла откачивающих насосов системы смазки.

Указанная задача решается тем, что в известном способе работы системы смазки авиационного ГТД, включающем подачу масла в узлы трения масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов через напорную магистраль посредством нагнетающего насоса и удалении из них отработанного масла через откачивающую магистраль посредством блока откачивающих насосов, согласно предложенному изобретению, при снижении давления подачи масла в двигатель меньше нижнего предела подают масло из откачивающей магистрали в напорную магистраль посредством блока откачивающих насосов через дополнительную магистраль, сообщающую откачивающую и напорную магистрали.

Например, нижний предел давления подачи масла в двигатель в соответствии с книгой равен 250 кПа (см. стр. 65, 5-й абзац снизу, Смазка авиационных газотурбинных двигателей/М.М. Бич, Е.В. Вейнберг, Д.Н. Сурнов. - М.: Машиностроение, 1979 - 176 с., ил.).

Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения является возможность дублирования подачи масла в двигатель при снижении давления подачи масла нагнетающим насосом ниже минимально допустимого значения за счет дополнительного подключения к подаче масла откачивающих насосов системы смазки, что приведет к повышению надежности ГТД, например, при отказе работы нагнетающего насоса.

Заявленное изобретение поясняется нижеприведенным подробным описанием его осуществления со ссылкой на фиг. 1 и 2, на которых приведены принципиальные гидравлические схемы системы смазки авиационного ГТД, оборудованной распределительным клапанным устройством, обеспечивающим в процессе работы двигателя автоматическое переключение между собой напорной и откачивающей магистралей нагнетающего и откачивающих насосов по команде от чувствительного элемента, воспринимающего изменение величины давления подачи масла в двигатель, при этом на фиг. 1 схема системы смазки изображена при работе двигателя с разобщенными между собой напорной и откачивающей магистралями нагнетающего и откачивающих насосов, а на фиг. 2 схема системы смазки изображена при работе двигателя с сообщенными между собой напорной и откачивающей магистралями нагнетающего и откачивающих насосов.

Система смазки содержит масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и масляную полость 4 коробки приводов агрегатов (КПА). На КПА установлены нагнетающий насос 5 с напорной магистралью 6, подключенный через фильтр 7 и теплообменник 8 к масляным полостям 1, 2, 3 и 4 и блок 9 откачивающих насос с откачивающей магистралью 10, подключенной к маслобаку 11. Для поддержания постоянного давления подачи масла в двигателе в системе смазки предусмотрен перепускной клапан 12. Для автоматического соединения и разъединения между собой напорной 6 и откачивающей 10 магистралей в соответствии с заданными изменениями давления подачи масла предусмотрено распределительное клапанное устройство 13, которое включает в себя два обратных клапана 14 и 15. Клапан 14 расположен в магистрали 16, сообщающей между собой откачивающую 10 и напорную 6 магистрали и установлен в противоток течению масла из напорной магистрали в откачивающую, а клапан 15 расположен в откачивающей магистрали и установлен в противоток течению масла из откачивающей магистрали в маслобак 11.

Для устранения перетечки масла из маслобака 11 по зазорам в нагнетающем насосе 5 через напорную магистраль 6 в масляные полости 1, 2, 3 и 4 на стоянке предусмотрен обратный клапан 17.

Перед запуском двигателя обратные клапаны 14 и 15 распределительного клапанного устройства 13 настраиваются на заданный перепад давлений срабатывания, определяющий условия для переключения подачи масла от нагнетающего насоса 5 к блоку 9 откачивающих насосов (например, при падении давления подачи масла нагнетающим насосом ниже минимально допустимого значения).

Срабатывание клапана 14, установленного в магистрали 16, сообщающей между собой откачивающую 10 и напорную 6 магистрали, отрегулировано на давление масла существенно ниже, чем срабатывание обратного клапана 15.

При работе двигателя в штатном режиме (см. фиг. 1) работает нагнетающий насос 5 и под действием создаваемого им напора открывается обратный клапан 17 (стояночный) и масло по напорной магистрали 6 через топливомасляный теплообменник 8 и фильтр 7 подводится к масляным полостям 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора и к масляной полости 4 КПА двигателя, а также к клапану 14 распределительного клапанного устройства 13, что предотвратит перетечку масла из откачивающей магистрали 10 в напорную магистраль 6, т.к. давление масла изначально на выходе нагнетающего насоса выше, чем на выходе из блока 9 откачивающих насосов.

Отработавшее масло из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 через систему всасывающих магистралей поступает на вход блока 9 откачивающих насосов и переправляется им через обратный клапан 15 в маслобак 11.

При работе двигателя в штатном режиме поддерживается постоянное давление масла в напорной магистрали 6 перепускным клапаном 12.

При работе двигателя с падением давления подачи масла ниже минимально допустимого уровня (например, отказ нагнетающего насоса), см. фиг. 2, под действием напора создаваемого работающим блоком 9 откачивающих насосов открывается обратный клапан 14 и масло из откачивающей магистрали 10 через магистраль 16 попадает в напорную магистраль 6 и далее через топливомасляный теплообменник 8 и фильтр 7 поступает в масляные полости 1, 2, 3 опорных подшипников ротора и масляную полость КПА двигателя.

Отработавшее в двигателе масло по системе всасывающих магистралей попадает на вход блока 9 откачивающих насосов и переправляется им через топливомасляный теплообменник 8 и фильтр 7 в масляные полости 1, 2, 3 и 4, минуя маслобак и нагнетающий насос 5.

Реализация предложения позволит при падении производительности подачи масла нагнетающим насосом 5, вследствие износа или отказа в работе, автоматически подключать в напорную магистраль 6 нагнетающего насоса 5 откачивающую магистраль 10 блока 9 откачивающих насосов, сохранив рабочий диапазон давления подачи масла (дублирование подачи масла в двигатель).

Реализация предложенного способа работы системы смазки авиационного ГТД позволяет производить доработку серийно изготовляемых двигателей с минимальными материальными затратами (дополнительный трубопровод, сообщающий между собой напорную и откачивающую магистрали нагнетающего и откачивающих насосов, и распределительная клапанная коробка).

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается способа работы системы смазки авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является возможность дублирования подачи масла в двигатель при снижении давления подачи масла нагнетающим насосом ниже минимально допустимого значения за счет дополнительного подключения к подаче масла откачивающих насосов системы смазки, что приведет к повышению надежности ГТД, например, при отказе работы нагнетающего насоса. Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе работы системы смазки авиационного ГТД, включающем подачу масла в узлы трения масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов через напорную магистраль посредством нагнетающего насоса и удаление из них отработанного масла через откачивающую магистраль посредством блока откачивающих насосов, согласно предложенному изобретению при снижении давления подачи масла в двигатель меньше нижнего предела подают масло из откачивающей магистрали в напорную магистраль посредством блока откачивающих насосов через дополнительную магистраль, сообщающую откачивающую и напорную магистрали. 2 ил.

Способ работы системы смазки авиационного газотурбинного двигателя, включающий подачу масла в узлы трения масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов через напорную магистраль посредством нагнетающего насоса и удаление из них отработанного масла через откачивающую магистраль посредством блока откачивающих насосов, отличающийся тем, что при снижении давления подачи масла в двигатель меньше нижнего предела подают масло из откачивающей магистрали в напорную магистраль посредством блока откачивающих насосов через дополнительную магистраль, сообщающую откачивающую и напорную магистрали.