Меню Закрыть

Система суфлирования двигателя – —

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА И СИСТЕМА СУФЛИРОВАНИЯ

Масляная система во время работы двигателя обеспечивает постоянную подачу

масла к трущимся поверхностям. Часть масла используется как рабочая жидкость для

регулятора частоты вращения, воздушного винта, командно-топливного агрегата, сис-

темы измерителя крутящего момента и системы флюгирования винта.

В двигателе применена циркуляционная замкнутая система смазки . Все

высоконагруженные трущиеся поверхности узлов и агрегатов двигателя (подшипников,

зубчатых и шлицевых соединений, втулок и т. д.) смазываются и охлаждаются маслом,

подводимым под давлением. Малонагруженные поверхности смазываются разбрызги-

ваемым (барботажным) маслом. При замкнутой схеме нагнетаемое в двигатель и отка-

чиваемое из двигателя масло непрерывно циркулирует по замкнутому кольцу, минуя

масляный бак самолета.

В систему смазки двигателя входят следующие основные узлы двигателя и самолета:

масляный бак, воздушно-масляный радиатор, главный масляный насос (состоя-

щий из нагнетающей и откачивающейсекций), масляный насос подпитки ,

двухсекционный масляный насос откачки масла из корпуса камеры сгорания масля-

ный насос откачки масла из коробки приводов, центробежный воздухоотделитель, центробежный суфлер, трубопроводы и каналы масляной системы, жиклеры и фор-

сунки подачи масла к местам смазки, сливные краны.

Первоначальное заполнение масляных магистралей двигателя маслом, а также до-

ливка масла в кольцевую систему двигателя производится из масляного бака , распо-

ложенного на самолете, масляным насосом подпитки , который подает масло на вход

в нагнетающую секцию главного масляного насоса.

Давление масла на входе в главный масляный насос поддерживается редукцион-

ным клапаном масляного насоса подпитки.

Обратный клапан масляного насоса подпитки предотвращает перетекание масла

из масляного бака в двигатель и переполнение последнего на стоянке.

При входе масла в нагнетающую секцию главного масляного насоса поток масла

из масляного насоса подпитки смешивается с потоком масла, поступающего из воз-

душно-масляного радиатора .

Нагнетающей секцией главного масляного насоса масло подается по внутрен-

ним каналам в лобовой картер, где оно разделяется на два потока: один поступает на

смазку деталей редуктора и питание масляного насоса системы ИКМ, а другой — на

смазку приводов агрегатов лобового картера, подшипников ротора двигателя,

питание рабочей жидкостью регулятора частоты вращения, воздушного винта, ко-

мандно-топливного агрегата , систем автоматического флюгирования, выключателя

стартеров-генераторов и других агрегатов гидравлического действия.

При поступлении в двигатель масло очищается с помощью двух легкосъемных

дисковых фильтров, один из которых установлен на входе масла в редуктор, а другой —

на входе масла в лобовой картер двигателя.

Маслофильтр подвода масла на смазку редуктора и в систему ИКМ снабжен сигна-

лизатором 36 засорения фильтра с выводом сигнальной лампочки в кабину экипажа.

Оба фильтра снабжены перепускными клапанами, защищающими двигатель от масля-

ного голодания при засорении фильтров.

Величина давления масла в двигателе определяется настройкой редукционного

клапана главного масляного насоса. Замеряется давление масла манометром в маги-

страли после фильтров. Масло из полостей лобового картера и редуктора сливается в нижнюю часть лобо-

вого картера — маслосборник, куда насосом откачивается также масло из коробки

приводов агрегатов.

Из маслосборника масло поступает в откачивающую секцию главного масляно-

го насоса и направляется по трубопроводам и каналам в боковых ребрах лобового кар-

тера, выполненным для их обогрева, в центробежный воздухоотделитель . Туда же

поступает масло, откачиваемое двухсекционным насосом из полостей заднего под-

шипника компрессора и подшипника турбины.

Масло, отделенное от воздуха в центробежном воздухоотделителе, направляется

для охлаждения в воздушно-масляный радиатор самолета и далее на вход в нагне-

тающую секцию главного масляного насоса.

Воздух (эмульсия), выделенный из масла в воздухоотделителе, отводится по тру-

бопроводу в масляный бак, а затем через суфлирующий бачок — в атмосферу.

При понижении давления масла на входе в нагнетающую секцию главного масляно-

го насоса (при расходовании масла двигателем или перепуске флюгерным насосом час-

ти масла в бак, а также в момент действия отрицательных перегрузок при эволюциях

самолета) масляный насос подпитки пополняет систему необходимым количеством

масла из масляного бака, восстанавливая давление в системе в установленных пределах_При повышении давления масла на входе в нагнетающую секцию главного масля-

ного насоса выше требуемого редукционный клапан масляного насоса подпитки пе-

репускает масло из кольцевой системы в масляный бак.

При работе флюгерного насоса или принудительном флюгировании воздушного

винта двигателя в масляную систему за клапаном двойного действия попадает

излишек масла, который (для исключения переполнения масляной полости задних ро-

торных подшипников и переливания через лабиринты в тракт двигателя) сбра-

сывается через клапан двойного действия в систему смазки редуктора и через редукци-

онные клапаны главного масляного насоса и насоса подпитки — в маслобак .

Масло, откачиваемое от заднего подшипника ротора компрессора и подшипника

ротора турбины, проходит соответственно через термостружкосигнализаторы и сетча-

тые фильтры , установленные в нижней части корпуса камеры сгорания.

Для своевременного предупреждения экипажа о появлении ненормальностей в ра-

боте подшипниковых узлов задних опор ротора двигателя, а также для своевременной

сигнализации о засорении масляного фильтра лобового картера на двигателе устанав-

ливаются два термостружкосигнализатора ТСС-20 и сигнализатор 36 перепада дав-

ления масла СП-0,6.

Сигнализация от термостружкосигнализаторов и от сигнализатора перепада давле-

ния масла выведена в кабину экипажа на одну лампочку.

В кабине экипажа сигнализация срабатывания термостружкосигнализаторов выве-

дена на лампочку с надписью «Стружка в двигателе» на самолетах Ан-12 и с надписью

«Горят — стружка в двигателе» на самолетах конструкции Ильюшина.

При появлении в магистрали откачки масла от задних опор ротора двигателя

стальной стружки между постоянными магнитами датчика термостружкосигнализатора

образуется замкнутая электроцепь, в результате чего в кабине самолета загорается сиг-

нальная лампочка наличия стружки в двигателе.

Если в указанной выше магистрали температура масловоздушной смеси превысит

180 °С, легкоплавкая вставка расплавляется и через отверстие кольца 3 (см. рис. 25) со-

единяет поверхность магнита 4 и кольца 3, что также вызывает загорание сигнальной

лампочки._ Для слива масла на двигателе имеются три крана:в нижней части лобового

картера, на самолетном патрубке подвода масла в насос подпитки и на корпу-

се масляных фильтров задних опор.

Для обеспечения нормальной работы масляной системы производится суфлирование

масляных полостей двигателя с атмосферой. Внутренние полости редуктора и лобового

картера соединены между собой.

Откачивающая секция главного масляного насоса поддерживает в этих полостях

заданное давление.

Содержащийся в масле воздух отделяется при помощи воздухоотделителя и по

трубопроводу отводится в масляный бак.

Масляный бак сообщается с атмосферой через суфлирующий бачок , чем пре-

дотвращается выброс масла из бака при эволюциях самолета. Масляная полость тонне-

ля вала турбины суфлируется через центробежный суфлер , расположенный на верх-

ней части лобового картера; при этом масло, идущее вместе с воздухом по трубопрово-

ду, попадает на лопатки быстровращающегося ротора суфлера, где оно отделяется от воздуха и сбрасывается в лобовой картер, а воздух отводится по трубопроводу к пат-

рубку сброса воздуха в реактивное сопло.

Для защиты воздушного тракта от проникновения масла из масляной полости ре-

дуктора и лобового картера через радиально-контактные уплотнения вала воздушного

винта и систему лабиринтных уплотнений переднего подшипника компрессора к уп-

лотнениям подводится воздух, отбираемый из-за пятой ступени компрессора. Количе-

ство поступаемого воздуха регулируется жиклерами . Один — на штуцере лобового

картера слева вверху (на уплотнение переднего подшипника компрессора), второй — на

штуцере возле клапана перепуска воздуха на компрессоре справа (на уплотнение вала

воздушного винта).

Воздух к лабиринтным уплотнениям заднего подшипника ротора компрессора и

подшипника ротора турбины подводится из-за десятой ступени компрессора. Изли-

шек воздуха выводится из межлабиринтных полостей по трубопроводу к патрубку

сброса воздуха в реактивное сопло; при этом количество отводимого воздуха регулиру-

ется прокладкой на фланце корпуса камеры сгорания.

 

 

Читайте также:


Рекомендуемые страницы:

Поиск по сайту

poisk-ru.ru

СИСТЕМА СУФЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)

 

содержание   ..  10  11  12  13  14  15  16  ..

 

7.4

СИСТЕМА СУФЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ТВ2-117А (АГ)


Система суфлирования служит для обеспечения надежной работы воздушномасляных уплотнений, сообщая воздушно-масляные полости двигателя с атмосферой и тем самым предупреждая выброс масла через уплотнения в газовоздушный тракт при повышении давления в этих полостях.

Давление в масляных полостях при работе двигателя может повышаться вследствие нагрева воздуха и масла, а также вследствие прорыва воздуха и газа из газовоздушного тракта во внутрь масляных полостей через уплотнения. При выходе воздуха с маслом в газовоздушный тракт двигателя масло сгорает, а на деталях конструкции двигателя отлагаются смолистые вещества, увеличивается расход масла, ухудшается его откачка из масляных полостей и растет температура масла.

 

 

 

 

 

 

Суфлирование полостей опор двигателя осуществляется двумя способами:

Суфлирование предмасляных полостей непосредственно в атмосферу. 11рсдмасляные полости второй и третьей опор двигателя, в которые может прорываться воздух и газ под повышенным давлением, суфлируются в атмосферу через каналы в корпусах и наружные трубки с выводом их к срезу выхлопного устройства (для сжигания просочившегося масла). В трубках установлены диафрагмы (жиклеры), обеспечивающие перепад давлений между масляными и предмасляными полостями в пределах 0,05…0.3 кгс/кв.см.

Суфлированием масляных полостей через центробежный суфлер. Масляные полости IV, V-й опор и масляная полость главного привода через каналы в корпусах и наружные трубки суфлируются через приводной центробежный суфлер. Воздух, очищенный в суфлере от масла, выводится за борт вертолета. Масляные полости первой опоры и центрального привода сообщаются с атмосферой через откачивающую ступень нижнего маслоагрегата, маслорадиатор, маслобак и расширительный бачок.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

содержание   ..  10  11  12  13  14  15  16  ..

 

 

 

zinref.ru

СИСТЕМА СУФЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ

Система суфлирования двигателя предназначена для сообщения масляных полостей двигателя с атмосферой, обеспечения работы масляных уплотнений и воздушно-масляных лабиринтов и для устранения возможности перетекания масла через уплотнения в проточную часть двигателя при повышении давления в масляных полостях опор роторов двигателя. Система суфлирования (рис. 6.7) состоит из системы суфлирующих каналов, трубопроводов и центробежного суфлера.

Рис. 6.7. Схема системы суфлирования полостей опор роторов двигателя:

I V — опоры двигателя; 1 — центробежный суфлер; 2 — трубка суфлирования масляной полости II опоры; 3 — трубка суфлирования масляной полости III опоры;

4 — трубка суфлирования полости V опоры; 5— трубка суфлирования предмасляной полости III опоры; 6—трубка суфлирования предмасляной полости II опоры

Суфлирование полостей опор роторов двигателя осуществляется двумя способами: суфлированием предмасляных полостей непосредственно в атмосферу и суфлированием масляных полостей через центробежный суфлер коробки приводов.

Предмасляные полости задней опоры ротора компрессора (полость Б) и задней опоры ротора

турбины компрессора (полость Г), в которые может прорываться воздух под повышенным давлением из проточной части двигателя, суфлируются непосредственно в атмосферу через каналы в корпусах и наружные трубки 6 и 5. Концы трубок выведены к срезу выхлопного сопла.

Масляные полости задней опоры ротора компрессора (полость В), задней опоры ротора турбины компрессора (полость Д) и опоры ротора свободной турбины (полости Е и Ж) через каналы в корпусах и наружные трубки 2, 3 и 4 суфлируются через приводной центробежный суфлер 1, расположенный в коробке приводов.

Воздух, отделенный в суфлере от масла, выводится за борт вертолета. Суфлирование коробки приводов также осуществляется через центробежный суфлер. Конструкция и работа суфлера изложены в пособии «Передачи и приводы двигателя ТВ2-117».

Полость передней опоры ротора компрессора (полость А) не суфлируется.



Суфлирование масляного бака осуществлено независимо от системы суфлирования двигателя.

Масляный бак суфлируется через расширительный бачок 17 (см. рис. 6.1), в котором масло отделяется от воздуха, путем конденсации. Масляный конденсат собирается в нижней части расширительного бачка, сообщающегося с маслобаком.

Схема объединенных масляной и суфлирующей систем двигателя приведена на рис. 6.8.

Рис. 6.8. Объединенная схема масляной и суфлирующей систем двигателя

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА



Дата добавления: 2019-02-12; просмотров: 93;


znatock.org

система суфлирования — это… Что такое система суфлирования?


система суфлирования
авиац. (lubrication and cooling systems) breather

Дополнительный универсальный русско-английский словарь. 2013.

  • система струйной защиты двигателя
  • система уборки-выпуска

Смотреть что такое «система суфлирования» в других словарях:

  • система суфлирования ГТД — система суфлирования Часть масляной системы, предназначенная для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или проточную часть ГТД и очистки этого воздуха от масла с возвратом последнего в масляную систему. [ГОСТ 23851 79] Тематики… …   Справочник технического переводчика

  • Система суфлирования ГТД — 206. Система суфлирования ГТД Система суфлирования D. Entluftungssystem Е. Breathing system F. Système de mise à e’air libre Часть масляной системы, предназначенная для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или проточную часть ГТД и… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • система — 4.48 система (system): Комбинация взаимодействующих элементов, организованных для достижения одной или нескольких поставленных целей. Примечание 1 Система может рассматриваться как продукт или предоставляемые им услуги. Примечание 2 На практике… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • Масляная система — авиационного двигателя система, главными функциями которой являются смазка и охлаждение узлов трения двигателя. В поршневых двигателях смазка способствует также герметизации рабочего пространства над поршнем. В некоторых случаях масло М. с.… …   Энциклопедия техники

  • масляная система — Схемы масляных систем основных типов. масляная система авиационного двигателя — система, главными функциями которой являются смазка и охлаждение узлов трения двигателя. В поршневых двигателях смазка способствует также герметизации рабочего… …   Энциклопедия «Авиация»

  • масляная система — Схемы масляных систем основных типов. масляная система авиационного двигателя — система, главными функциями которой являются смазка и охлаждение узлов трения двигателя. В поршневых двигателях смазка способствует также герметизации рабочего… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ГОСТ 23851-79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения — Терминология ГОСТ 23851 79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения оригинал документа: 293. Аварийное выключение ГТД Аварийное выключение Ндп. Аварийное отключение ГТД D. Notausschaltung Е. Emergency shutdown F. Arrêt urgent… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

additional_universal_dictionary_ru_en.academic.ru

Система суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к смазке опор газотурбинных двигателей, в частности к системам суфлирования масляных опор ротора газотурбинного двигателя, и может быть использовано в авиадвигателестроении, машиностроении и других областях техники. В систему суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя с масляным насосом, содержащую сообщенную с полостью масляной опоры магистраль суфлирования, подсоединенную к суфлеру, согласно изобретению введен насос, откачивающий воздушно-масляную смесь, вход которого сообщен с масляной полостью опоры, а выход сообщен с магистралью суфлирования с эжекцией воздушно-масляной смеси из масляной полости опоры, при этом насосы имеют общий привод. Изобретение позволяет повысить надежность работы системы суфлирования. 3 з.п. ф-лы., 3 ил.

 

Изобретение относится к смазке опор газотурбинных двигателей, в частности к системам суфлирования масляных опор ротора газотурбинного двигателя, и может быть использовано в авиадвигателестроении, машиностроении и других областях техники.

Известна система суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя, содержащая расположенный в масляной полости опоры ротора газотурбинного двигателя откачивающий масляный насос, суфлер и сообщенную с последним магистраль суфлирования, при этом в магистрали суфлирования установлено запорное устройство двойного действия с клапанами, открывающими магистраль суфлирования при достижении в полости определенного избыточного давления, например 0,05-0,01 кгс/см2, и клапанами, открывающими магистраль суфлирования при достижении в ней определенного давления разрежения, например 0,4-0,1 кгс/см2 (см. патент РФ №2148177, кл. F 02 C 7/06, опубл. 27.04.2000).

Недостатки известной системы следующие. Наличие дополнительных клапанов в системе приводит к усложнению конструкции системы, так как необходимы дополнительное место под расположение клапанов и тщательная их настройка (тарировка и увязка в единую систему управления и перетекания). Система недостаточна надежна в работе, так как при выходе из строя одного из клапанов из работы выходит вся маслосистема двигателя. При перемещении воздушно-масляной смеси из зоны высоких температур (полости опор двигателя) с невысокой скоростью в магистралях суфлирования и опорах двигателя образуются коксовые отложения, ограничивающие проходимость смеси, что приводит к снижению надежности работы маслосистемы в целом.

Задача изобретения — повышение надежности работы системы суфлирования.

Указанная задача достигается тем, что в систему суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя с масляным насосом, содержащую сообщенную с полостью масляной опоры магистраль суфлирования, подсоединенную к суфлеру, согласно изобретению в систему введен насос, откачивающий воздушно-масляную смесь, вход которого сообщен с масляной полостью опоры, а выход сообщен с магистралью суфлирования с эжекцией воздушно-масляной смеси из масляной полости опоры, при этом насосы имеют общий привод.

Для лучшей компоновки, уменьшения габаритов и веса насосы могут быть расположены в масляной полости опоры и заключены в общий корпус.

Для удобства замены, диагностики и контроля откачивающий насос может быть расположен вне полости масляной опоры.

Для уменьшения габаритов и веса один из насосов может быть выполнен центробежно-шестеренчатым.

Устройство поясняется следующими чертежами.

На фиг.1 изображена схема системы суфлирования;

на фиг.2 — вид А фиг.1;

на фиг.3 — вариант расположения насосов.

Система суфлирования опоры газотурбинного двигателя содержит магистраль 1 суфлирования, соединенную с центробежным суфлером 2 и с масляной полостью опоры 3, и маслобак 4, сообщенный с центробежным суфлером 2 магистралью 5. Масляный насос 6 соединен с маслобаком 4 при помощи откачивающей магистрали 7. Откачивающий насос 8 сообщен входом с масляной полостью опоры 3, а выходом — с магистралью 1 суфлирования по схеме эжектора, а именно: дополнительная магистраль 9 суфлирования сообщена с откачивающим насосом 8 и с магистралью 1 суфлирования и расположена под острым углом магистрали 1 суфлирования. Масло из суфлера 2 возвращается в маслобак 4 по магистрали 10, а воздух удаляется в атмосферу через патрубок 11. Насос 8 выполнен с заборниками 12, расположенными в верхней части масляной полости опоры 3, масляный насос 6 — с заборниками 13, расположенными в нижней части масляной полости опоры 3. Магистраль 1 суфлирования заключена в стойках 14 двигателя, а дополнительная магистраль 9 — в стойках 15 двигателя. В стойку 16 заключена магистраль 7. Насосы 6, 8 имеют общий привод, расположены в полости опоры 3 и заключены в общий корпус.

Система суфлирования работает следующим образом. При работе двигателя на режимах работы от минимального до максимального газа, в магистрали 1 (на участке после соединения магистралей 1, 9) происходит смешение (объединение) потоков воздушно-масляной смеси (т.е. смеси с содержанием воздуха большем, чем масла), а именно: потока, поступившего в магистраль 1 суфлирования из масляной полости опоры 3 пассивным (инерционным) способом, и потока, поступившего в магистраль суфлирования 1 из магистрали 9 суфлирования активным (принудительным) способом при помощи насоса 8, причем скорость перемещения смеси по магистрали 9 больше скорости смеси, перемещаемой инерционным способом. Кинетическая энергия объединенного потока смеси по сравнению с потоком смеси, перемещающимся инерционным способом по магистрали 1, увеличивается, соответственно увеличивается его скорость перемещения, повышая, тем самым, производительность подачи смеси в суфлер 2 и способствуя более быстрому ее удалению за счет эжекции из полости опоры 3. Объединенный поток воздушно-масляной смеси по магистрали 1 суфлирования поступает в центробежный суфлер 2, откуда после сепарации воздух сбрасывается через патрубок 11 в атмосферу, а масло поступает в маслобак 4 по магистрали 10. Из маслобака 4 масло (известным способом) подается к каждому подшипнику ротора (на чертеже не показаны), обеспечивая их работоспособность, а воздух, поступивший в маслобак по магистрали 5, сбрасывается в центробежный суфлер 2 через магистраль 1 суфлирования.

Одновременно насос 6 через заборники 13 откачивает масло из полости опоры 3 и подает его через полую стойку 16 по магистрали 7 в маслобак 4.

Таким образом, применение, так называемого, “активного, принудительного отвода”, позволит увеличить скорость смешанного (объединенного) потока воздушно-масляной смеси в магистрали 1 на участке после соединения потоков смеси, что уменьшит коксообразование на этом участке и обеспечит возможность быстрее откачивать воздушно-масляную смесь из масляной полости опоры, предотвращая тем самым перегрев опор двигателя.

На режимах работы двигателя на малом газу, например при остановке, запуске и выключенном горячем двигателе, отвод воздушно-масляной смеси из масляной полости опоры 3 в суфлер 2 осуществляют в большем объеме по магистрали 1 суфлирования, так как частота вращения насоса 8 уменьшается из-за снижения числа оборотов двигателя, что не позволяет в полном объеме перекачивать воздушно-масляную смесь в магистраль 1 по магистрали 9, вследствие чего продолжает работать только инерционная система.

Таким образом, инерционный отвод дублирует активный отвод, предотвращая, таким образом, возможность аварийной ситуации.

Работа системы суфлирования рассмотрена на примере одной из масляных опор ротора, при выполнении насосов центробежно-шестеренчатыми, при расположении их в полости опоры в едином корпусе. Очевидно, что для других опор, другой компоновки насосов и их конструктивного выполнения, работа системы суфлирования аналогична.

Необходимо отметить, что рассмотренная схема эжектора является одним из примеров конструктивного выполнения эжектора. При других конструкциях эжектора работа системы суфлирования осуществляется аналогичным образом.

1. Система суфлирования масляной опоры ротора газотурбинного двигателя с масляным насосом, содержащая сообщенную с полостью масляной опоры магистраль суфлирования, подсоединенную к суфлеру, отличающаяся тем, что в систему введен насос, откачивающий поток воздушно-масляной смеси, вход которого сообщен с масляной полостью опоры, а выход сообщен с магистралью суфлирования с эжекцией воздушно-масляной смеси из масляной полости опоры, при этом насосы имеют общий привод.

2. Система суфлирования по п.1, отличающаяся тем, что насосы расположены в масляной полости опоры и заключены в общий корпус.

3. Система суфлирования по п.1, отличающаяся тем, что откачивающий насос расположен вне полости масляной опоры.

4. Система суфлирования по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что один из насосов выполнен центробежно-шестеренчатым.

findpatent.ru

Система суфлирования ГТД — это… Что такое Система суфлирования ГТД?


Система суфлирования ГТД

206. Система суфлирования ГТД

Система суфлирования

D. Entluftungssystem

Е. Breathing system

F. Système de mise à e’air libre

Часть масляной системы, предназначенная для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или проточную часть ГТД и очистки этого воздуха от масла с возвратом последнего в масляную систему

Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации. academic.ru. 2015.

  • система стыковки космических аппаратов
  • система тактовой сетевой синхронизации (цифровой сети железнодорожной электросвязи)

Смотреть что такое «Система суфлирования ГТД» в других словарях:

  • система суфлирования ГТД — система суфлирования Часть масляной системы, предназначенная для удаления воздуха из масляных полостей в атмосферу или проточную часть ГТД и очистки этого воздуха от масла с возвратом последнего в масляную систему. [ГОСТ 23851 79] Тематики… …   Справочник технического переводчика

  • система — 4.48 система (system): Комбинация взаимодействующих элементов, организованных для достижения одной или нескольких поставленных целей. Примечание 1 Система может рассматриваться как продукт или предоставляемые им услуги. Примечание 2 На практике… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • ГОСТ 23851-79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения — Терминология ГОСТ 23851 79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения оригинал документа: 293. Аварийное выключение ГТД Аварийное выключение Ндп. Аварийное отключение ГТД D. Notausschaltung Е. Emergency shutdown F. Arrêt urgent… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

normative_reference_dictionary.academic.ru

Система суфлирования турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла. Выходное сечение патрубка выполнено перпендикулярным оси трубы. Технический результат изобретения — исключение попадания масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя. 3 ил.

 

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения.

Известна система суфлирования турбореактивного двигателя, в котором выходной конец патрубка трубы суфлирования, предназначенной для стравливания воздуха, содержащего пары масла, выполнен прямой формы. («Авиационный двигатель ПС-90А», А.А. Иноземцев и др., Москва, Либра-К 2007 г., стр.137-138, рис.7.28).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является попадание масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя, что не обеспечивает требование инспекции SAFA к эксплуатации двигателей ПС-90А и его модификация в европейских аэропортах.

Технический результат заявленного изобретения заключается в исключении попадания масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя за счет скопления конденсата масла в трубе суфлирования.

Указанный технический результат достигается тем, что в системе суфлирования турбореактивного двигателя, включающей в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло, согласно изобретению, выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла, а выходное сечение патрубка выполнено перпендикулярным оси трубы.

Выполнение выходного конца патрубка трубы суфлирования изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла обеспечивает скопление конденсата масла в трубе, что исключает попадание масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя.

Выполнение выходного сечения патрубка перпендикулярным оси трубы обеспечивает поддержание необходимого давления суфлирования в системе наддува лабиринтных уплотнений масляных полостей.

На фиг.1 — изображен общий вид системы суфлирования турбореактивного двигателя.

На фиг.2 — сечение А-А на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 — изображена труба суфлирования со скопившимся конденсатом масла в емкости.

Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования 1, соединенный с трубой суфлирования 2, установленной на сопло 3. Труба суфлирования 2 крепится к соплу 3 через фланец 4. С помощью наконечника 5 труба 2 соединяется с трубопроводом 1 системы суфлирования. Выходной конец 6 патрубка трубы суфлирования 2 выполнен изогнутой формы с образованием емкости 7 для конденсата масла с выходным сечением 8, перпендикулярным оси 9 трубы 2.

После остановки двигателя скопившийся в емкости 7 выходного конца 6 изогнутой формы трубы суфлирования 2 конденсат масла остается в трубе, что исключает попадание масла на взлетно-посадочную полосу.

Система суфлирования турбореактивного двигателя, включающая в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло, отличающаяся тем, что выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла, а выходное сечение патрубка выполнено перпендикулярным оси трубы.

 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного теплонапряженного газотурбинного двигателя с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

Изобретение относится к газотурбинным машинам и может быть использовано при монтаже их роторов. При монтаже ротора газотурбинного двигателя его устанавливают в подшипниковых опорах качения.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13).

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к процессу запуска газотурбинных двигателей. В начальный момент запуска газотурбинного двигателя обмотка якоря основного генератора и обмотка возбуждения возбудителя через блок управления подключаются к источнику питания, при этом блок управления обеспечивает опережение вектора магнитного потока основного генератора относительно оси полюса ротора и начальная раскрутка газотурбинного двигателя осуществляется реактивным моментом, а с увеличением частоты вращения индуцированная электродвижущая сила в обмотке якоря возбудителя, выпрямленная блоком вращающегося выпрямителя, питает обмотку возбуждения основного генератора, создавая активный вращающий момент и, при достижении заданной частоты вращения, блок управления отключается от обмотки основного генератора, а бесконтактный явнополюсный синхронный генератор с вращающимся выпрямителем переходит в генераторный режим.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника ротора гидромотора, работающего на энергии масла, подающегося на смазку опорного подшипника ротора.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки. В соответствии с заявленным предложением турбина снабжена опорной кольцевой обечайкой с радиальным буртом, кольцевой гайкой с радиальным буртом на ее боковой поверхности, опорной втулкой и радиально-торцевым масляным уплотнением. Опорная втулка установлена на вале ротора высокого давления и зафиксирована кольцевой гайкой. Опорная кольцевая обечайка выполнена за одно целое с валом ротора низкого давления и установлена с образованием верхней масляной ванны. Радиально-торцевое масляное уплотнение выполнено в виде двух подпятников с расположенными между ними графитовыми уплотнительными кольцами и распорной втулкой с фиксирующей пружиной. Масляные уплотнения между предмасляной и масляной полостями выполнены в виде браслетных графитовых уплотнений. В опорной кольцевой обечайке и в подпятнике, прилегающем к торцу вала ротора низкого давления, выполнены отверстия, сообщенные друг с другом. Кольцевая гайка установлена с образованием средней масляной ванны. Питающие форсунки размещены напротив средней масляной ванны. Позволяет уменьшить подогрев масла в масляной полости, уменьшить невозвратный расход масла, позволяет повысить экологичность двигателя и уменьшить его заметность. 3 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных турбореактивных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора турбореактивного двигателя включает внутреннюю втулку, соединенную с С-образным упругим элементом, опорное кольцо и задний фланец лабиринта. Опорное кольцо выполнено за одно целое с задним фланцем лабиринта. Между опорным кольцом и внутренней втулкой установлена перфорированная промежуточная втулка. А между перфорированной промежуточной втулкой и внутренней втулкой расположена демпферная полость. Отверстия промежуточной втулки выполнены с возможностью сообщения кольцевых каналов подвода масла в опорном кольце с щелевой демпферной полостью. Радиальные выступы на заднем хвостовике промежуточной втулки находятся в зацеплении с осевыми выступами заднего хвостовика внутренней втулки. На радиальном ребре перфорированной промежуточной втулки установлен Г-образный в поперечном сечении жиклер подвода масла. Радиальный хвостовик жиклера расположен между составными частями С-образного упругого элемента. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение эффективности и надежности работы упругодемпферной опоры, а также снижение веса конструкции опоры. 2 ил.

Маслосистема энергетической газотурбинной установки (ЭГТУ) относится к области двигателестроения, а именно к маслосистемам ЭГТУ, применяемым на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.). Характерной особенностью предложенной ЭГТУ является использование автономных дренажных емкостей для каждой масляной полости свободной турбины, подключенных к индивидуальному насосу откачки, что позволит исключить в системе откачки масла разбалансировку в работе насосов, вызванную перетечками воздушных потоков из одной масляной полости в другую через объединенную дренажную полость. Изобретение позволит отказаться от использования дополнительно откачивающего насоса с электроприводом, а объединение между собой напорных магистралей нагнетающих насосов в системе подачи масла позволит повысить надежность работы ЭГТУ в случае поломки одного из нагнетающих насосов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к авиадвигателестроению, а именно к системам смазки ГТД. Характерная особенность предложенной маслосистемы — предварительная грубая очистка сжатых воздуха и газов, поступающих в суфлирующую магистраль масляной полости подшипниковой опоры ротора турбины, от водомасляных загрязнений, что позволяет снизить гидравлическое сопротивление объединенной, единой магистрали суфлирования, сообщающейся со всеми остальными суфлируемыми масляными полостями двигателя, и дает возможность уменьшить рабочую нагрузку на суфлер-сепаратор, обеспечивающий окончательную чистовую очистку выбрасываемых в окружающую атмосферу воздуха и газов. Давление воздуха и газов в масляных полостях будет снижено, что повысит надежность работы системы суфлирования двигателя, а расход смазки сокращен. Следует обратить внимание также на улучшение экологических характеристик двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Настоящее изобретение относится к области разработки газотурбинных двигателей, а более конкретно к конструкции газосборника выходного устройства турбовальных двигателей — ТВаД, предназначенных для эксплуатации в составе вертолетов. Во внутреннем корпусе газосборника размещена трубка подвода масла, снабженная наконечником с упругими демпфирующими-уплотнительными кольцами, а в угольнике для обеспечения сборки выполнена проточка, соответствующая длине наконечника, при этом один конец трубки подвода масла приварен к корпусу (угольнику), а на второй конец приварен наконечник, в канавках которого установлены упругие демпфирующие-уплотнительные кольца, что позволяет снизить уровень напряжений в трубке от воздействия переменных температур и динамических нагрузок при работе двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Турбокомпрессор (10, 10′), приводимый в действие отработавшими газами, для двигателя внутреннего сгорания содержит датчик (32) частоты вращения и элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки для осевой фиксации по меньшей мере одного подшипника (24, 26) вала (22) турбокомпрессора. Элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки на периферийной поверхности (46, 46′, 46″) содержит по меньшей мере одно сквозное отверстие (48, 48′, 48″), через которое датчик частоты вращения проходит через элемент (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки. По меньшей мере одно сквозное отверстие (48, 48′, 48″), по меньшей мере, в своей части имеет по существу коническую форму в радиальном направлении элемента (30, 30′, 40, 40′, 40″) в виде втулки. Достигается упрощение сборочно-монтажных работ за счёт корректировки углового положения втулки непосредственно при установке датчика за счёт конической формы отверстия. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Вентилятор (1) газотурбинного двигателя включает в себя радиально-упорный подшипник (9), внутреннее кольцо (14) которого закреплено гайкой (10) с радиальными выступами (22) под ключ на резьбовом хвостовике (13) и жиклер (26) подачи масла на смазку. Гайка (10) выполнена с конусным, направленным к оси (15) вентилятора, хвостовиком (16). На наружной поверхности (17) хвостовика (16) установлен в виде радиальных выступов (19) индуктор (18) датчика (20) частоты вращения. На внутренней поверхности (23) конусного хвостовика (16) выполнено радиальное кольцевое ребро (24) с образованием кольцевой полости (25) подвода масла. Полость подвода масла на входе соединена с жиклером (26), а на выходе — с радиальными каналами (30) во внутреннем кольце (14) подшипника. Отношение внутреннего диаметра D внутреннего кольца радиально-упорного подшипника вентилятора к осевому расстоянию L между радиальными выступами индуктора и радиальными выступами резьбового хвостовика гайки находится в пределах 3…6. Отношение внутреннего диаметра D к внутреннему диаметру d радиального кольцевого ребра на конусном хвостовике гайки находится в пределах 1,05…1,2. Путем равномерной подачи масла со стороны внутреннего кольца подшипника, а также путем исключения ложных сигналов на индуктивном датчике повышается надежность вентилятора газотурбинного двигателя. 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, включающий вал. Один конец вала жестко скреплен с рабочим колесом турбины, на который насажена цилиндрическая втулка ротора, выполненный с возможностью его газодинамического поддержания, а на свободном конце зафиксировано колесо центробежного компрессора, снабженный упорным подшипником. На цилиндрической втулке со стороны, прилегающей к колесу турбины, надета первая чашеобразная цапфа-пята первого радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу турбины. На свободном конце вала последовательно установлены, с упором друг в друга, чашеобразная цапфа-пята второго радиально-упорного магнитного подшипника, ориентированная своим дном к колесу компрессора, первый и второй упорные лепестковые газовые подшипники. Каждый радиальный магнитный подшипник реализован по схеме Хальбаха, для чего он включает в себя тонкостенную цилиндрическую втулку, выполненную из немагнитного материала, планки трапециевидного сечения, выполненные из магнитного материала, постоянные магниты, выполненные в виде планок трапециевидного сечения. Упорный магнитный подшипник содержит подпятник, выполненный из немагнитного материала, размещенный в кольцевом корпусе, между дном которого и торцевой поверхностью цапфы-пяты закреплены сектора постоянных магнитов. Радиальный и упорный магнитный подшипники, размещенные со стороны турбины, выполнены с использованием магнитного материала с точкой Кюри не менее 900°C. Изобретение обеспечивает высокую несущую способность радиального и упорного подшипникового узлов в рабочем режиме при уменьшении в них потерь на трение, надежном запуске газотурбинного двигателя при низких температурах, повышении его надежности работы при высоких динамических нагрузках, а также повышении устойчивости ротора к «полускоростному вихрю», повышении механического КПД. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины содержит подшипник, установленный на валу, статорный элемент. Статорный элемент содержит обечайку и закрепленную на наружном кольце подшипника обечайку. Последняя обечайка соединена со статорным элементом посредством разрезной втулки и образует с ним демпфирующую полость, ограниченную уплотнениями. На противолежащих участках обечаек, расположенных между разрезной втулкой и ближайшим к ней уплотнением, выполнены шлицы и ответные шлицы, с образованием зазора между ними. Предпочтительно шлицы и ответные шлицы выполнены прямобочными. Достигается повышение надежности за счет снижения вероятности разрушения разрезной втулки в случае нештатной работы опоры турбомашины, а именно, в случае частичной передачи крутящего момента с вала на статорный элемент. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к масляной системе авиационного газотурбинного двигателя. В известной маслосистеме, содержащей маслобак, масляный фильтр с сифонным затвором и жиклер стравливания воздуха в петле сифонного затвора, установленные в магистрали подачи масла в двигатель, причем петля сифонного затвора с жиклером стравливания воздуха расположена внутри полости маслобака, а жиклер сообщен со свободным его объемом, согласно изобретению, восходящая часть петли сифонного затвора образована магистралью подвода масла к фильтру, а ниспадающая часть петли образована внутренней полостью корпуса масляного фильтра. Изобретение обеспечивает уменьшение гидравлического сопротивления в магистрали подачи масла к двигателю и сокращение потерь давления масла в ее тракте, а также сокращение длины магистрали подачи масла и, как следствие, массы потребных трубопроводов.

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения. Система суфлирования турбореактивного двигателя включает в себя трубопровод суфлирования, соединенный с трубой суфлирования, установленной на сопло. Выходной конец патрубка трубы суфлирования выполнен изогнутой формы с образованием емкости для конденсата масла. Выходное сечение патрубка выполнено перпендикулярным оси трубы. Технический результат изобретения — исключение попадания масла на взлетно-посадочную полосу после выключения двигателя. 3 ил.

findpatent.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *