RU2323358C1 - Система смазки авиационного гтд - Google Patents
Система смазки авиационного гтд Download PDFInfo
- Publication number
- RU2323358C1 RU2323358C1 RU2006124301/06A RU2006124301A RU2323358C1 RU 2323358 C1 RU2323358 C1 RU 2323358C1 RU 2006124301/06 A RU2006124301/06 A RU 2006124301/06A RU 2006124301 A RU2006124301 A RU 2006124301A RU 2323358 C1 RU2323358 C1 RU 2323358C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- line
- pump
- pumping
- turbojet engines
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных турбореактивных двигателях (ТРД), турбореактивных двигателях с форсажной камерой сгорания (ТРДФ), двухконтурных турбореактивных двигателях (ТРДЦ) и двухконтурных турбореактивных двигателях с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ). Задачей изобретения является увеличение времени функционирования ГТД в полете при повреждениях элементов линии всасывания и нагнетания. В состав системы входят: маслобак, электромагнитные клапаны, линия всасывания, линия сброса масла в маслобак, датчик манометра, откачивающие масляные насосы, топливомасляный радиатор, эжектор, масляные форсунки, воздухоотделитель, фильтр - сигнализатор, основной масляный насос, клапаны переключения, линия откачки масла из передней коробки приводов, линия подачи масла в электрический маслонасос, электрический откачивающий масляный насос, редукционный клапан, линия нагнетания масла, масляный фильтр, суфлер. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных турбореактивных двигателях (ТРД), турбореактивных двигателях с форсажной камерой сгорания (ТРДФ), двухконтурных турбореактивных двигателях (ТРДД) и двухконтурных турбореактивных двигателях с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ).
Известна система смазки коробки приводов агрегатов авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) [1], содержащая масляные форсунки шестерен, подсоединенные к нагнетательному трубопроводу системы смазки двигателя, и внутреннюю полость коробки, с расположенным в ее нижнем отсеке двухсекционным маслосборником с верхней и нижней камерами, верхняя камера которого соединена с нагнетательным трубопроводом, а нижняя - с откачивающим трубопроводом системы смазки двигателя. С целью увеличения времени функционирования системы смазки коробки при повреждениях маслосистемы двигателя в нагнетательном трубопроводе перед форсунками установлен дополнительный обратный клапан, а нижний отсек коробки приводов оснащен дополнительным маслосборником, участок трубопровода между дополнительным обратным клапаном и форсунками сообщен с дополнительным маслозаборником трубопроводом с размещенными на нем насосом и обратным клапаном.
Недостатком данной системы смазки является увеличение массы агрегатов, размещаемых на двигателе, при незначительном увеличении времени функционирования ГТД в целом в случае повреждения маслосистемы вследствие масляного голодания подшипников опор ротора двигателя.
Известна также система смазки ГТД [2], содержащая линию всасывания, линию нагнетания с включенными в нее последовательно основным масляным насосом, масляными форсунками, и линию откачки масла, состоящую из откачивающих насосов из опор ротора ГТД, откачивающего насоса из задней коробки приводов, топливомасляного радиатора.
Отсутствие резервирования основных элементов в такой системе смазки существенно снижает надежность работы ГТД в целом при появлении неисправностей в маслосистеме.
Задачей изобретения является увеличение времени функционирования ГТД в полете при повреждениях элементов линии всасывания и нагнетания. Задача достигается тем, что в известной системе смазки ГТД, содержащей линию всасывания, линию нагнетания с включенными в нее последовательно основным масляным насосом и масляными форсунками, и линию откачки масла, состоящую из откачивающих насосов из опор ротора ГТД, откачивающего насоса из передней коробки приводов, топливомасляного радиатора, в линию всасывания у маслобака включен электромагнитный клапан, связанный трубопроводом с линией сброса масла в маслобак, а в линию откачки - во входном и выходном патрубок откачивающего насоса из передней коробки приводов установлены клапаны переключения, один из которых связан с магистралью, содержащей электрический маслонасос, а в выходном патрубке топливомасляного радиатора электромагнитный клапан, связанный через эжектор с клапаном переключения во входном патрубке откачивающего насоса из передней коробки приводов.
Существенное отличие предлагаемой системы смазки заключается в наличии двух клапанов переключения и двух электромагнитных клапанов, эжектора и дополнительного электрического масляного насоса, позволяющих исключить неисправные элементы линии всасывания и нагнетания из общей системы циркуляции масла.
На фиг.1, представлена схема системы смазки ГТД.
В состав системы входят: маслобак - 1, электромагнитные клапаны - 2, 8, линия всасывания - 3, линия сброса масла в маслобак - 4, датчик манометра - 5, откачивающие масляные насосы - 6, 15, 33, 34, 35, 36, топливомасляный радиатор - 7, эжектор - 9, масляные форсунки - 11, 27, 31, воздухоотделитель - 12, фильтр-сигнализатор - 13, основной масляный насос - 16, клапаны переключения - 18, 24, линия откачки масла из передней коробки приводов - 19, линия подачи масла в электрический маслонасос - 20, электрический откачивающий масляный насос - 21, редукционный клапан - 22, линия нагнетания масла - 23, масляный фильтр - 25, суфлер - 32.
При нормальном функционировании системы смазки масло из маслобака - 1 по трубопроводу всасывания поступает на вход в основной масляный насос - 16, и далее, через масляный фильтр - 25 к масляным форсункам - 11, 27, 31 для смазки опор ротора двигателя - 10, 26, 30 и деталей передней - 17 и задней - 28 коробки приводов. После смазки и охлаждения трущихся поверхностей масло откачивающими маслонасосами - 6, 15, 33, 34, 35, 36 подается к центробежному воздухоотделителю - 12, топливомасляному радиатору - 7, и по трубопроводу - 4 отводится в маслобак.
При повреждениях маслобака - 1 или трубопровода линии всасывания - 3, за счет падения уровня масла в маслобаке ниже допустимого, сработает датчик масломера - 5, формируя команду на отключение неисправных агрегатов системы и включение резервных агрегатов - 9, 21. При неисправностях качающего узла основного масляного насоса - 16 или редукционного клапана - 22 отключение неисправных агрегатов системы и включение резервных агрегатов - 9, 21 осуществляет датчик давления масла - 29, который срабатывает в процессе падения давления масла в линии нагнетания ниже допустимого уровня. В этих случаях после перекладки клапана - 21, основной масляный насос - 16 отключается от линии нагнетания, а выходной штуцер откачивающего насоса из передней коробки приводов - 17 подключается к этой линии.
Клапан переключения - 18 после перекладки золотника обеспечивает:
- отключение входного штуцера откачивающего насоса из передней коробки приводов - 17 от линии откачки масла - 19 и подключение его к линии всасывания - 3.
- подключение электрического откачивающего масляного насоса - 21 к линии откачки масла - 19 из передней коробки приводов - 17.
Электромагнитный клапан - 8 после перекладки золотника соединяет выходной патрубок топливомасляного радиатора - 7 с эжектором - 9, который соединен с линией всасывания клапана - 18.
В результате проведенных мероприятий масло из линии откачки - 19, пройдя топливомасляный радиатор - 7, вновь отправляется на вход в нагнетающий насос, функции которого будет выполнять откачивающий насос - 15 из передней коробки приводов.
Для восполнения эксплуатационного расхода масла предусмотрен электромагнитный клапан - 2 и эжектор - 9. При возникновении рассмотренных выше неисправностей, золотник клапана отсекает путь движения масла к входному патрубку основного масляного насоса - 16 и открывает канал подвода масла через трубопровод - 4 к электромагнитному клапану - 8 и далее к эжектору - 9.
На фиг.2 представлен клапан переключения - 18.
Клапан переключения состоит из: золотника - 37, пружины - 39 и трубопроводов, подходящих к нему.
При нормальном режиме работы клапана избыточное давление в линии нагнетания - 23 обеспечивает сжатие пружины - 38 золотником - 37. Золотник перекрывает канал, подводящий масло из линии всасывания - 3 и канал - 20, подводящий масло к электромагнитному маслонасосу - 21. Масло из передней коробки приводов - 17 свободно поступает через золотник - 37 по каналам - 19 и 14 к откачивающему масляному насосу - 15.
В случае падения давления в линии нагнетания - 23 (в результате переключения клапана - 24) пружина - 38 отожмет золотник - 37 вверх до упора, тем самым соединит канал, подводящий масло из линии всасывания - 3 с откачивающим масляным насосом - 15 через канал - 14. Масло из передней коробки приводов - 17 будет поступать к электромагнитному маслонасосу - 21 через каналы - 19 и 20.
Анализ выполненных мероприятий показывает, что при незначительном увеличении массы двигателя за счет установки дополнительных агрегатов системы смазки (≈0,3%...0,4%), отказобезопасность системы увеличивается в несколько раз.
Литература
1. Патент №1156439, RU.
2. Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП. - М.: Машиностроение, 1988 (прототип).
Claims (1)
- Система смазки авиационного ГТД, содержащая линию всасывания, линию нагнетания с включенными в нее последовательно основным масляным насосом и масляными форсунками, и линию откачки масла, состоящую из откачивающих насосов из опор ротора ГТД, откачивающего насоса из передней коробки приводов, топливомасляного радиатора, отличающаяся тем, что в линию всасывания у маслобака включен электромагнитный клапан, связанный трубопроводом с линией сброса масла в маслобак, а в линию откачки - во входном и выходном патрубках откачивающего насоса из передней коробки приводов, установлены клапаны переключения, один из которых связан с магистралью, содержащей электрический маслонасос, а в выходном патрубке топливомасляного радиатора - электромагнитный клапан, связанный через эжектор с клапаном переключения во входном патрубке откачивающего насоса из передней коробки приводов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006124301/06A RU2323358C1 (ru) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Система смазки авиационного гтд |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006124301/06A RU2323358C1 (ru) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Система смазки авиационного гтд |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2323358C1 true RU2323358C1 (ru) | 2008-04-27 |
Family
ID=39453152
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006124301/06A RU2323358C1 (ru) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Система смазки авиационного гтд |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2323358C1 (ru) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468227C1 (ru) * | 2011-04-26 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя |
RU2498096C2 (ru) * | 2008-09-22 | 2013-11-10 | Снекма | Способ и система смазки газотурбинного двигателя |
CN103485896A (zh) * | 2013-09-03 | 2014-01-01 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种在滑油泵吸油入口的防虹吸结构 |
RU2529280C1 (ru) * | 2013-07-05 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
RU2547540C1 (ru) * | 2014-02-07 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2592560C1 (ru) * | 2015-07-13 | 2016-07-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя |
RU2619519C1 (ru) * | 2015-12-28 | 2017-05-16 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Система смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя |
RU2645778C2 (ru) * | 2013-05-10 | 2018-02-28 | Сафран Аэро Бустерс Са | Система смазки турбомашины с противосифонным клапаном для авторотации |
CN109625298A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-04-16 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种油气隔离装置及具有其的飞机 |
CN113217364A (zh) * | 2021-03-16 | 2021-08-06 | 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司 | 具有回油功能的插装型滑油泵试验驱动系统 |
-
2006
- 2006-07-06 RU RU2006124301/06A patent/RU2323358C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУ и Д-30КП. - М.: Машиностроение, 1988. * |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498096C2 (ru) * | 2008-09-22 | 2013-11-10 | Снекма | Способ и система смазки газотурбинного двигателя |
RU2468227C1 (ru) * | 2011-04-26 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя |
RU2645778C2 (ru) * | 2013-05-10 | 2018-02-28 | Сафран Аэро Бустерс Са | Система смазки турбомашины с противосифонным клапаном для авторотации |
RU2529280C1 (ru) * | 2013-07-05 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой |
CN103485896A (zh) * | 2013-09-03 | 2014-01-01 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种在滑油泵吸油入口的防虹吸结构 |
CN103485896B (zh) * | 2013-09-03 | 2015-08-12 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种在滑油泵吸油入口的防虹吸结构 |
RU2547540C1 (ru) * | 2014-02-07 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Масляная система газотурбинного двигателя |
RU2592560C1 (ru) * | 2015-07-13 | 2016-07-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Маслосистема авиационного турбореактивного двигателя |
RU2619519C1 (ru) * | 2015-12-28 | 2017-05-16 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Система смазки подшипников опор роторов газотурбинного двигателя |
CN109625298A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-04-16 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种油气隔离装置及具有其的飞机 |
CN113217364A (zh) * | 2021-03-16 | 2021-08-06 | 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司 | 具有回油功能的插装型滑油泵试验驱动系统 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2323358C1 (ru) | Система смазки авиационного гтд | |
CN102575586B (zh) | 用于航空发动机的燃料供给线路和包括燃料供给线路的航空发动机 | |
US20140331639A1 (en) | Turbomachine Lubrication System with an Anti-Siphon Valve for Windmilling | |
EP2891781B1 (en) | Engine fuel control system | |
EP0093486A1 (en) | Air purge system for gas turbine engine | |
US10082041B2 (en) | Methods and systems for preventing lube oil leakage in gas turbines | |
US6619025B2 (en) | Ecology valve and system in an aircraft engine fuel system | |
US9046002B2 (en) | Oil supply system for an aircraft engine | |
US20080196974A1 (en) | Device and method of standby lubrification for an engine | |
US11555418B2 (en) | Oil supply system for a gas turbine engine | |
EP3670863B1 (en) | Auxiliary lubrication system with flow management valve | |
US20190226358A1 (en) | Oil circuit of an aircraft engine | |
EP4130442A1 (en) | Lubrication system for a turbine engine | |
RU2374469C1 (ru) | Масляная система авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2670642C9 (ru) | Нагревательное устройство для транспортного средства с топливным гидроаккумулятором вблизи сопла | |
CN104989531A (zh) | 一种轴承腔通风系统 | |
RU2458236C1 (ru) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя | |
EP4116546B1 (en) | Lubrication system with anti-priming feature | |
RU69159U1 (ru) | Система смазки турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания | |
EP1143128A2 (en) | Fuel supply system | |
SU731170A1 (ru) | Система смазки подшипников | |
US20140250914A1 (en) | Starter Motor Shared Lubrication System | |
RU2364738C1 (ru) | Система топливопитания газотурбинного двигателя | |
RU55878U1 (ru) | Система смазки газотурбинного двигателя | |
RU2809902C1 (ru) | Система смазки авиационного газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080707 |