RU2530968C1 - Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2530968C1 RU2530968C1 RU2013143611/06A RU2013143611A RU2530968C1 RU 2530968 C1 RU2530968 C1 RU 2530968C1 RU 2013143611/06 A RU2013143611/06 A RU 2013143611/06A RU 2013143611 A RU2013143611 A RU 2013143611A RU 2530968 C1 RU2530968 C1 RU 2530968C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- centrifugal
- oil
- breather
- gas turbine
- air separator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (1)
- 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013143611/06A RU2530968C1 (ru) | 2013-09-27 | 2013-09-27 | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013143611/06A RU2530968C1 (ru) | 2013-09-27 | 2013-09-27 | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2530968C1 true RU2530968C1 (ru) | 2014-10-20 |
Family
ID=53381844
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013143611/06A RU2530968C1 (ru) | 2013-09-27 | 2013-09-27 | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2530968C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3737844C1 (de) * | 1987-11-04 | 1989-02-16 | Mannesmann Ag | Schmiereinrichtung fuer eine Turbomaschine |
EP0513957A1 (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-19 | General Electric Company | Scavenge air removal and bypass system and method of operation |
RU2211346C1 (ru) * | 2002-02-05 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU42587U1 (ru) * | 2004-09-23 | 2004-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2273745C1 (ru) * | 2004-10-13 | 2006-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2312240C1 (ru) * | 2006-04-20 | 2007-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система смазки газотурбинного двигателя |
-
2013
- 2013-09-27 RU RU2013143611/06A patent/RU2530968C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3737844C1 (de) * | 1987-11-04 | 1989-02-16 | Mannesmann Ag | Schmiereinrichtung fuer eine Turbomaschine |
EP0513957A1 (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-19 | General Electric Company | Scavenge air removal and bypass system and method of operation |
RU2211346C1 (ru) * | 2002-02-05 | 2003-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU42587U1 (ru) * | 2004-09-23 | 2004-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2273745C1 (ru) * | 2004-10-13 | 2006-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2312240C1 (ru) * | 2006-04-20 | 2007-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система смазки газотурбинного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
БИЧ М.М. и др.Смазка авиационных газотурбинных двигателей, М., Машиностроение,1979,с.40,рис3.2. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106968795B (zh) | 用于油贮存器的油脱气装置和涡轮增压发动机 | |
US9028576B2 (en) | Gearbox deoiler with pre-pressuring component | |
JP6672477B2 (ja) | インライン付属ギヤボックス用の一体型オフセットオイルタンク | |
EP1582703B1 (en) | Gas turbine engine and method of separating oil from air in said gas turbine engine | |
CN108138654B (zh) | 具有组合的发动机和冷却排气的涡轮螺旋桨发动机组件 | |
CA2733072C (en) | Oil supply system with main pump deaeration | |
EP3171055B1 (en) | Near zero velocity lubrication system for a turbine engine | |
CA2713802C (en) | Lubrication system with porous element | |
US10711877B2 (en) | Passive lubrication system for gas turbine engine gearbox during wind milling | |
RU2468227C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
US11286885B2 (en) | External core gas turbine engine assembly | |
US11162420B2 (en) | Gas turbine engine oil scavenging system and method | |
RU2374469C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2530968C1 (ru) | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя | |
US11255265B2 (en) | Air-oil separation system for gas turbine engine | |
RU2522713C1 (ru) | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2539928C1 (ru) | Маслосистема газотурбинного двигателя | |
RU2558719C1 (ru) | Приводной центробежный суфлер с осевой крыльчаткой | |
RU2277177C1 (ru) | Центробежный суфлер | |
RU2623854C1 (ru) | Способ смазки и охлаждения передней опоры ротора газотурбинного двигателя | |
US20210156515A1 (en) | Oil tank filler cap integrated into the de-aerator | |
RU2592560C1 (ru) | Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя | |
RU209901U1 (ru) | Устройство воздухоотделителя | |
US20220316361A1 (en) | Oil tank for aircraft engine | |
RU2649377C1 (ru) | Маслосистема газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190928 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20210127 |