авиационный газотурбинный двигатель

Формула изобретения

1. Авиационный газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен героторным и содержит приводной вал, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта и стопора; указанный штифт установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу и во внутренней шестерне, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней, а стопор выполнен с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта, при этом упомянутые контактирующие участки поверхности стопора и штифта выполнены трехмерными, конгруентно ответными по типу выступ-гнездо, кроме того, указанная масляная система содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.

2. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система содержит топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания.

3. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система снабжена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

4. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.

5. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

6. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

7. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство для стравливания воздуха содержит жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.

Известен авиационный газотурбинный двигатель, включающий масляную систему, содержащую масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора (RU 2353786 С1, опубл. 27.04.2009).

Недостатком известного решения является то, что нагнетающий насос масляной системы имеет повышенную массивность и относительно невысокую мощность на единицу массы насоса и относительно ограниченный ресурс эксплуатации.

Задача изобретения заключается в разработке газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, позволяющей избежать непроизводительные потери смазки при одновременном снижении массы, увеличении мощности и надежности работы нагнетающего насоса и надежности работы узлов трения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что авиационный газотурбинный двигатель согласно изобретению содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен героторным и содержит приводной вал, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта и стопора; указанный штифт установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу и во внутренней шестерне, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней, а стопор выполнен с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта, при этом упомянутые контактирующие участки поверхности стопора и штифта выполнены трехмерными, конгруэнтно ответными по типу выступ-гнездо, кроме того, указанная масляная система содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.

При этом масляная система может содержать топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания.

Масляная система может быть снабжена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.

Система автоматического управления двигателя может быть снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.

Масляная система может быть снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.

Масляная система может быть снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

Устройство для стравливания воздуха может содержать жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла в масляной системе, повышены надежность и ресурс работы двигателя, в том числе улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя и включения в изобретение, по меньшей мере, одного героторного нагнетающего насоса, что позволило снизить массу и увеличить мощность на единицу массы, ресурс и надежность работы насоса, что в совокупности улучшает эксплуатационные качества двигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображена принципиальная схема авиационного газотурбинного двигателя с основными агрегатами и масляной системой;

на фиг.2 - элемент А со струйной форсункой;

на фиг.3 - героторный насос, продольный разрез;

на фиг.4 - разрез по Б-Б на фиг.3.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках 2 ротор не менее чем с одной турбиной 3, соосно соединенной с компрессором 4 (условно показана одна пара турбина-компрессор) с возможностью передачи крутящего момента; по меньшей мере, одну камеру сгорания 5, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы.

Насосная группа масляной системы включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла. По меньшей мере, один из указанных насосов 7 выполнен героторным и содержит приводной вал 11, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен 12, 13 и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта 14 и стопора 15. Штифт 14 установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу 11 и во внутренней шестерне 12, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней. Стопор 15 выполнен с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта 14. Упомянутые контактирующие участки поверхности стопора 15 и штифта 14 выполнены трехмерными, конгруэнтно ответными по типу выступ-гнездо.

Масляная система содержит масляные полости 16 подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали 10 нагнетания масла сифонный затвор 17 с устройством стравливания воздуха в петле 18 сифонного затвора 17. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки 19, установленной в воздушной части одной из масляных полостей 16 в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей 18 сифонного затвора 17.

Масляная система содержит топливомасляный теплообменник 20, установленный в магистрали 10 нагнетания.

Масляная система снабжена маслобаком 21, сообщенным с магистралью 9 всасывания посредством маслозаборника 22, и снабжена воздухоотделителем 23, установленным в верхней части маслобака 21.

Масляная система снабжена стояночным клапаном 24, установленным на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока.

Масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром 25, установленным на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником.

Устройство для стравливания воздуха содержит жиклер 26, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки 19, направленной в любую из точек смазки.

Система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.

Работает двигатель следующим образом.

В процессе работы двигателя масло из маслобака 21 попадает на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет масло под давлением через восходящую ветвь 27 сифонного затвора 17 в петлю 18. Из петли 18 масло в масляные полости 16 попадает двумя путями: через ниспадающую ветвь 28 к форсункам 29 и через магистраль 30 к жиклеру стравливания воздуха, выполняющего функцию форсунки 19 подачи масла. Отработанное масло возвращается в маслобак 21 блоком откачивающих насосов 8 для повторного использования.

При останове двигателя давление масла за нагнетающим насосом 7 падает и прекращается движение масла вверх по восходящей ветви 27, при этом оставшееся в ниспадающей ветви 28 сифонного затвора 17 и в магистрали 30 масло стекает вниз под действием силы тяжести через форсунки 29 и жиклер 26 в поддоны масляных полостей. Из магистрали 30 масло стечет в поддон масляной полости 16, в первую очередь, так как проходное сечение жиклера значительно больше, чем проходное сечение масляных форсунок 29, а магистраль 30 короче ниспадающей ветви 28 сифонного затвора 17. Стекающее вниз из ниспадающей ветви 28 масло стремится образовать за собой разрежение, однако воздух, поступающий из воздушной части масляной полости 16 через жиклер 26 стравливания через магистраль 30 внутрь петли 18, устранит его и разорвет струю масла в колене сифонного затвора 17, что предотвратит перетекание масла из маслобака 21 в поддоны масляных полостей 16 после останова двигателя.

Таким образом, за счет найденного в изобретении решения масляной гидравлической системы, обеспечивающей улучшение циркуляции смазки в узлах трения двигателя, и включения героторного насоса, имеющего уменьшенную массу, повышенную мощность и надежность работы, позволяет увеличить ресурс работы и улучшает эксплуатационные качества двигателя.