RU2144996C1

RU2144996C1 - Aircraft engine oil tank

Info

Publication number: RU2144996C1
Application number: RU98122033A
Authority: RU
Inventors: А.В. Андреев; А.Н. Голубов; В.А. Лебедев; Е.Ю. Марчуков; В.Г. Семенов; В.М. Чепкин
Original assignee: Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн"
Priority date: 1998-12-02
Filing date: 1998-12-02
Publication date: 2000-01-27

Abstract

FIELD: lubrication systems of aircraft engines mounted in supersonic maneuverable aircraft. SUBSTANCE: oil tank includes shell and system of venting loop-shaped mains with intakes. System is connected to collector consisting of two chambers communicated through taper seat engageable with ball lock. Chambers are connected to consumer through oil separator. Seats located concentrically about axis and relief seats engageable with ball lock are provided in taper seat at point of contact with lock. Relief seats are made in form of circular groove. Ball lock is provided with flexible envelope. Thus, availability of relief seats on taper seat makes it possible to obtain additional force exerted on lock by pressure of air from side of relief seats at moment when aircraft when aircraft escapes from zone of action of negative load factor or at moment of return from inverted flight to normal flight; this force is directed to side of action of forces of gravity, thus enhancing response of lock and excluding shutting-off of venting mains. EFFECT: enhanced efficiency. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Изобретение может применяться также в масляных системах двигателей для других областей народного хозяйства. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to the oil tank of the lubrication system of an aircraft engine mounted on supersonic maneuverable aircraft. The invention can also be applied in oil systems of engines for other areas of the national economy.

Известен маслобак авиационного двигателя, содержащий корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, расположенными в разных местах корпуса, подсоединенную к коллектору, сообщенному через отключающие грузовые шаровые клапаны с потребителем. A known oil tank of an aircraft engine, comprising a housing and a system of drainage loop-shaped lines with intakes located in different places of the housing, is connected to a manifold communicated through disconnecting cargo ball valves to the consumer.

К недостаткам этого устройства следует отнести малую надежность отключающего клапана, что объясняется наличием в клапане цилиндрической направляющей и необходимостью центрирования относительно нее уплотнительного седла. Здесь налицо техническое противоречие: с одной стороны, для улучшения центровки необходимо уменьшить зазор между направляющей и затвором клапана, но это приводит к появлению трения и заедания клапана, а, с другой стороны, для устранения заедания зазор необходимо увеличивать, однако это снижает устойчивость клапана в поперечном направлении и при резких эволюциях самолета приводит к смещению клапана с седла и нарушению режима работы. The disadvantages of this device include the low reliability of the shut-off valve, which is explained by the presence of a cylindrical guide in the valve and the need to center the sealing seat relative to it. There is a technical contradiction here: on the one hand, to improve alignment, it is necessary to reduce the gap between the guide and the valve shutter, but this leads to the appearance of friction and jamming of the valve, and, on the other hand, to eliminate jamming, the gap must be increased, but this reduces the stability of the valve in in the transverse direction and during sharp evolutions of the aircraft, the valve is displaced from the seat and the operating mode is violated.

Указанное техническое противоречие разрешено в устройствах, в которых направляющая и уплотнительная поверхности совмещены, например, когда седло выполнено в виде конусной воронки, например, в маслобаке авиационного двигателя, содержащем корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, подсоединенную к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер, подключенных через маслоотделитель к потребителю [2]. This technical contradiction is resolved in devices in which the guide and sealing surfaces are combined, for example, when the saddle is made in the form of a conical funnel, for example, in the oil tank of an aircraft engine containing a body and a system of drainage loop-shaped lines with intakes connected to a manifold consisting of two communicating between each other through a cone seat interacting with a ball valve, chambers connected through an oil separator to the consumer [2].

Однако указанный маслобак не позволяет обеспечить надежную работу маслосистемы двигателя при маневре самолета, связанным с выходом его из зоны действия отрицательных перегрузок из-за кратковременного заброса давления в маслобаке. Заброс давления в маслобаке вызван запиранием шаровым затвором дренажных магистралей, расположенных в верхней его части, в момент окончания упомянутого маневра. Объясняется это тем, что из-за больших утечек воздуха в дренаж маслобака при работе двигателя в зоне отрицательных нагрузок магистраль, связывающая камеры коллектора с маслоотделителем, сильно задемпфирована, поэтому равнодействующая газовых сил, действующих на шарик (см. фиг. 2) в момент окончания указанного выше маневра, некоторое время остается больше его силы тяжести. Заброс давления в маслобаке приводит не только к появлению недопустимых деформаций корпуса маслобака, но может привести к его разрыву и к аварии самолета. However, the specified oil tank does not allow for reliable operation of the engine oil system during the maneuver of the aircraft associated with its exit from the zone of negative overloads due to short-term pressure build-up in the oil tank. Pressure build-up in the oil tank is caused by locking the drainage lines located in its upper part with a ball valve at the end of the maneuver. This is explained by the fact that due to large air leaks in the oil tank drainage during engine operation in the zone of negative loads, the line connecting the collector chambers to the oil separator is heavily damped, therefore the resultant gas forces acting on the ball (see Fig. 2) at the moment of termination of the above maneuver, for some time it remains more than its gravity. Pressure build-up in the oil tank leads not only to the appearance of unacceptable deformations of the oil tank body, but can lead to its rupture and to an airplane accident.

Следует также отметить, что наддув маслобака приводит к выдавливанию масла из нижней части маслобака в верхнюю и заливку дренажных магистралей. При последующем срабатывании шаровых затворов часть скопившегося в дренажных магистралях масла выбрасывается в атмосферу через маслоотделитель, который не расчитан на залповый выброс в него масла, что приводит к ухудшению экологических характеристик самолета. И снова налицо техническое противоречие: с одной стороны, совмещение направляющей и уплотняющей поверхностей клапана необходимо, так как повышает надежность срабатывания; а с другой стороны, оно недопустимо, так как приводит к забросу давления в маслобаке при выходе самолета из зоны действия отрицательных перегрузок. It should also be noted that the pressurization of the oil tank leads to the extrusion of oil from the lower part of the oil tank to the upper and filling of drainage lines. The subsequent actuation of the ball valves, part of the accumulated oil in the drainage lines is released into the atmosphere through an oil separator, which is not designed for volley oil release into it, which leads to a deterioration in the environmental performance of the aircraft. And again, there is a technical contradiction: on the one hand, the combination of the guide and sealing surfaces of the valve is necessary, since it increases the reliability of operation; and on the other hand, it is unacceptable, as it leads to a pressure drop in the oil tank when the aircraft leaves the zone of influence of negative overloads.

Задача изобретения - устранение забросов давления в маслобаке при выходе самолета из зоны действия отрицательных перегрузок, что повышает надежность его работы. The objective of the invention is the elimination of pressure overburden in the oil tank when the aircraft leaves the zone of influence of negative overloads, which increases the reliability of its operation.

Указанная задача достигается тем, что в маслобаке авиационного двигателя, содержащем корпус и систему дренажных петлеобразных магистралей с заборниками, подсоединенную к коллектору, состоящему из двух сообщающихся между собой через конусное седло, взаимодействующее с шаровым затвором, камер, подключенных через маслоотделитель к потребителю, в нем в конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором. This task is achieved by the fact that in the oil tank of an aircraft engine containing a body and a system of drainage loop-shaped lines with intakes connected to a manifold consisting of two chambers connected to each other through a cone seat interacting with a ball valve, connected through an oil separator to the consumer, in it in the conical seat at the point of contact with the valve, additional unloading saddles are arranged concentrically located around the axis of the seat and communicating with each other, interacting with ovym gate.

Кроме того, разгрузочные седла в нем могут быть выполнены в виде кольцевой канавки, а шаровой затвор может быть снабжен эластичной оболочкой. In addition, the unloading seats in it can be made in the form of an annular groove, and the ball valve can be equipped with an elastic shell.

Новым здесь является то, что в конусном седле в месте контакта с зазором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором. What is new here is that in the conical seat in the place of contact with the gap, additional unloading seats interacting with the ball valve concentrically arranged around the axis of the seat and communicating with each other are made.

Кроме того, возможно, что разгрузочные седла выполнены в виде кольцевой канавки, а шаровой затвор снабжен эластичной оболочкой. In addition, it is possible that the unloading seats are made in the form of an annular groove, and the ball valve is provided with an elastic shell.

Наличие разгрузочных седел на конусном седле позволяет в момент выхода самолета из зоны действия отрицательных перегрузок или возврата с перевернутого полета на нормальный получит на затворе дополнительную силу от давления воздуха со стороны разгрузочных седел, направленную в сторону действия сил тяжести, что улучшает быстродействие затвора и исключает момент запирания дренажных магистралей. Наддув маслобака будет ликвидирован. The presence of unloading seats on the cone seat allows the aircraft to get additional force from the pressure of the air from the side of the unloading seats, directed toward the action of gravity when the aircraft leaves the zone of negative overloads or returns from an inverted flight to normal, which improves the speed of the shutter and eliminates the moment locking drainage lines. Oil tank boost will be eliminated.

Выполнение разгрузочных седел в виде кольцевой канавки позволяет свести к минимуму неразгруженную площадь в месте контакта затвора с конусным седлом и повысить эффективность действия на него сил давления воздуха, помогающих срабатыванию затвора. Выполнение шарового затвора с эластичной оболочкой (например, в виде пленки из фторопласта толщиной 100...200 микрон) повысит герметичность затвора и сократит утечки масла в дренаж при работе двигателя в режиме отрицательных перегрузок. Подводя итог, можно сказать, что реализация предложения позволит повысить надежность работы маслосистемы на наиболее опасных режимах полета самолета (перевернутый полет или полет с отрицательными нагрузками). Кроме того, предложение сократит расход смазки и улучшит экологические характеристики самолета. Предложение для своей реализации требует минимальные затраты, экономит масло и позволяет осуществить доделку маслобаков, находящихся в эксплуатации. The implementation of the unloading seats in the form of an annular groove allows minimizing the unloaded area at the point of contact of the shutter with the conical seat and increasing the efficiency of the action of air pressure forces that help the shutter to operate. The implementation of a ball valve with an elastic shell (for example, in the form of a fluoroplastic film 100 ... 200 microns thick) will increase the valve tightness and reduce oil leakage into the drain when the engine is operating in the negative overload mode. Summing up, we can say that the implementation of the proposal will improve the reliability of the oil system at the most dangerous flight modes of the aircraft (inverted flight or flight with negative loads). In addition, the proposal will reduce lubricant consumption and improve the environmental performance of the aircraft. The proposal for its implementation requires minimal costs, saves oil and allows for the completion of oil tanks in operation.

Из уровня техники неизвестен маслобак авиационного двигателя, у которого в конусном седле в месте контакта с затвором выполнены концентрично расположенные вокруг оси седла и сообщающие между собой камеры дополнительные разгрузочные седла, взаимодействующие с шаровым затвором. Поэтому можно сделать вывод о том, что предлагаемое изобретение соответствует критериям "новизна" и "изобретательский уровень". The oil tank of an aircraft engine is not known from the prior art, in which additional discharge seats interacting with the ball valve concentrically arranged around the axis of the seat and communicating with each other are arranged in a conical seat in contact with the valve. Therefore, we can conclude that the invention meets the criteria of "novelty" and "inventive step".

На фиг. 1 показан продольный разрез маслобака в положении нормального, горизонтального полета самолета;
На фиг. 2 показан продольный разрез маслобака в положении перевернутого полета самолета;
На фиг. 3 показан элемент А фиг. 2.In FIG. 1 shows a longitudinal section of an oil tank in a normal, horizontal flight position of an airplane;
In FIG. 2 shows a longitudinal section through an oil tank in an inverted flight position of an airplane;
In FIG. 3 shows element A of FIG. 2.

Маслобак авиационного двигателя содержит корпус 1, у которого между передней и задней стенками 2 и 3 размещена система петлеобразных дренажных магистралей, выполненных в виде соосно установленных один в другом с радиальным зазором полых цилиндров 4, 5, 6 и 7, закрытые концы которых опираются на перемычки 8, а открытые концы расположены в разных местах маслобака. Между открытым концом цилиндра 5 и перемычкой 8 образована щель 9, а между цилиндром 7 и перемычкой 8 щель 10. В боковой поверхности цилиндра 6 выполнены отверстия 11. Левые концы цилиндров 6 и 7 выведены в коллектор 12, состоящий из двух камер 13 и 14, между которыми расположено конусное седло 15, снабженное шаровым затвором 16, заключенным в эластичную оболочку 17. Шаровой затвор 16 упирается в нижнюю стенку коллектора и установлен соосно седлу 15 так, что при любых эволюциях не может сместиться с седла 15. В местах контакта с затвором 16 в седле 15 выполнены разгрузочные седла 18, сообщающие между собой камеры 13, 14. Камера 14 сообщена трубой 19 с маслоотделителем 20. Цилиндр 7 со стороны задней стенки 3 имеет заборник 21, а в перемычке 8 между цилиндрами 4 и 6 выполнено противосифонное отверстие 22. The aircraft engine oil tank contains a housing 1, in which between the front and rear walls 2 and 3 there is a system of loop-shaped drainage lines made in the form of coaxially mounted one with the other with a radial clearance of hollow cylinders 4, 5, 6 and 7, the closed ends of which are supported by jumpers 8, and the open ends are located in different places of the oil tank. A gap 9 is formed between the open end of the cylinder 5 and the jumper 8, and a gap 10 is formed between the cylinder 7 and the jumper 8. The holes 11 are made in the lateral surface of the cylinder 6. The left ends of the cylinders 6 and 7 are led into the manifold 12, which consists of two chambers 13 and 14, between which there is a conical seat 15, equipped with a ball valve 16 enclosed in an elastic shell 17. The ball valve 16 abuts against the bottom wall of the manifold and is mounted coaxially to the seat 15 so that during any evolution it cannot move from the seat 15. In places of contact with the valve 16 in the saddle 15 are made p unloading saddles 18 communicating with each other chambers 13, 14. The chamber 14 is connected by a pipe 19 with an oil separator 20. The cylinder 7 on the side of the rear wall 3 has a intake 21, and an anti-siphon hole 22 is made in the bridge 8 between the cylinders 4 and 6.

В местах контакта с затвором 16 в седле 15 может быть выполнена кольцевая разгрузочная канавка 23, донышко которой через отверстия 24 сообщает между собой полости 13, 14, а кромки 25 взаимодействуют с зазором 16. In places of contact with the shutter 16 in the seat 15, an annular discharge groove 23 can be made, the bottom of which through the openings 24 communicates the cavities 13, 14, and the edges 25 interact with the gap 16.

Маслобак работает следующим образом. Подвод масло-воздушной эмульсии производится по трубе 26 через циклон 27, а отвод воздуха из нижней полости корпуса 1 в верхнюю часть через грузовой клапан 28. Отвод масла из бака осуществляется через маслозаборник 29. При наборе высоты самолетом масловоздушная эмульсия по трубе 26 подводится к циклону 27, где происходит нее разделение на воздух, который поднимается в верхнюю часть корпуса 1, и масло, которое опускается в нижнюю часть корпуса и забирается маслозаборником 29 в маслосистему двигателя для повторного использования. Часть воздуха, которая не успела отделиться от масла в циклоне 27, через открытый грузовой клапан 28 также попадает в верхнюю часть корпуса. При наборе высоты самолета воздуха из верхней части маслобака осуществляется через щель между цилиндрами 4, 5 со стороны передней стенки 2 корпуса 1, затем через щель 9, отверстия 11, камеру 13 коллектора 12, конусное седло 15 мимо затвора 16 в маслоотделитель 20 через трубу 19. Часть воздуха в трубу 19 проходит через разгрузочные седла 18, сообщающие камеры 13 и 14 между собой. Отделившееся в маслоотделителе 20 масло стекает внутрь корпуса 1 маслобака, а чистый воздух направляется к потребителю. При пикировании самолета отвод воздуха из маслобака осуществляется через щель 10. Воздух попадает в радиальный зазор между цилиндрами 6 и 7 со стороны задней стенки 3 и дальнейший путь его аналогичен вышеописанному. Oil tank works as follows. The oil-air emulsion is supplied through the pipe 26 through the cyclone 27, and the air is vented from the lower cavity of the housing 1 to the upper part through the cargo valve 28. The oil is removed from the tank through the oil intake 29. When an airplane climbs up, the air-oil emulsion is led through the pipe 26 to the cyclone 27, where it is divided into air, which rises to the upper part of the housing 1, and oil, which falls into the lower part of the housing and is taken by the oil intake 29 into the engine oil system for reuse. The part of the air that did not have time to separate from the oil in cyclone 27, through the open cargo valve 28 also enters the upper part of the housing. When climbing a plane, the air from the upper part of the oil tank is carried out through the slot between the cylinders 4, 5 from the front wall 2 of the housing 1, then through the slot 9, holes 11, the chamber 13 of the manifold 12, the cone seat 15 past the shutter 16 into the oil separator 20 through the pipe 19 Part of the air into the pipe 19 passes through the unloading seats 18, communicating chambers 13 and 14 with each other. Separated in the oil separator 20, the oil flows inside the oil tank housing 1, and clean air is directed to the consumer. When diving the aircraft, the air is removed from the oil tank through the slot 10. The air enters the radial clearance between the cylinders 6 and 7 from the side of the rear wall 3 and its further path is similar to that described above.

При горизонтальном полете самолета воздух из верхней части корпуса 1 будет отводиться одновременно двумя потоками: через щель 10 со стороны задней стенки 3 и через щель, образованную между цилиндрами 4, 5 со стороны передней стенки 2. During a horizontal flight of the aircraft, air from the upper part of the housing 1 will be discharged simultaneously by two flows: through the slot 10 from the side of the rear wall 3 and through the slot formed between the cylinders 4, 5 from the side of the front wall 2.

При перевернутом полете самолета или в случае воздействия на него отрицательных перегрузок масло запирается грузовым клапаном 28 в пространстве, ограниченном боковыми стенками циклона 27 и стенками корпуса 1, откуда забирается маслозаборником 29 в маслосистему двигателя, а воздух через заборник 21 и цилиндр 7 попадает в камеру 14 коллектора 12 и далее по трубе 19 в маслоотделитель 20. Масловоздушная эмульсия через трубу 26 попадает в циклон 27, где отделившийся из масла воздух поступает к заборнику 21 и дальнейший путь его описан выше, а масло под действием сил тяжести перемещается в противоположную сторону, где запирается шаровым затвором 16 так, что перекрываются, как разгрузочные седла 18, так и конусное седло 15. Если на конусном седле выполнена разгрузочная канавка 23, то шаровой затвор 16, контактируя с кромками 25, разобщает отверстия 24 от камеры 13 и одновременно перекрывает конусное седло 15. When the flight of the aircraft is turned upside down or in the case of negative overloads acting on it, the oil is locked by the cargo valve 28 in the space bounded by the side walls of the cyclone 27 and the walls of the housing 1, from where it is taken by the oil intake 29 into the engine oil system, and air enters the chamber 14 through the intake 21 and cylinder 7 the collector 12 and further through the pipe 19 to the oil separator 20. The air-oil emulsion through the pipe 26 enters the cyclone 27, where the air separated from the oil enters the intake 21 and its further path is described above, and the oil under by gravity it moves in the opposite direction, where it is locked with a ball valve 16 so that both unloading seats 18 and cone seat 15 overlap. If an unloading groove 23 is made on the cone seat, then the ball valve 16, in contact with the edges 25, divides the holes 24 from the chamber 13 and at the same time overlaps the cone seat 15.

Герметичность перекрытия разгрузочных седел 18 дополнительно обеспечивается эластичностью оболочки 17. Следует заметить, что противосифонное отверстие 22 в перемычке 8 не позволит маслу попасть в камеру 13 за счет эффекта "сифонного переливания", поскольку оно устранит разряжение в магистралях суфлирования, возникающие при эволюциях самолета. The tightness of the overlap of the unloading seats 18 is additionally ensured by the elasticity of the shell 17. It should be noted that the anti-siphon hole 22 in the jumper 8 will not allow oil to enter the chamber 13 due to the effect of "siphon transfusion", since it will eliminate the vacuum in the vent lines arising from the evolution of the aircraft.

Как видно из описания изобретения для его реализации используются элементы по отдельности широко используемые в промышленности, вследствие чего можно сделать вывод о соответствии заявляемого изобретения критерию "промышленная применимость". As can be seen from the description of the invention for its implementation, elements are separately used widely used in industry, as a result of which we can conclude that the claimed invention meets the criterion of "industrial applicability".

Источники информации
1. Патент США N 2975973, НКИ 137-43, опубл. 1961 г.Sources of information
1. US patent N 2975973, NKI 137-43, publ. 1961

2. Патент РФ N 733381, МКИ F 02 K 11/00, от 1978 г. 2. RF patent N 733381, MKI F 02 K 11/00, from 1978

Claims

1. Aircraft engine oil tank, comprising a housing and a loop-shaped drainage mains system with intakes connected to a manifold consisting of two chambers connected to each other through a conical seat interacting with a ball valve, characterized in that in a conical saddle in the place of contact with the valve, additional unloading seats interacting with the ball valve are arranged concentrically located around the axis of the seat and communicating with each other.

2. The oil tank of an aircraft engine according to claim 1, characterized in that the discharge seats are made in the form of an annular groove.

3. The oil tank of an aircraft engine according to claim 1, characterized in that the ball valve is provided with an elastic shell.