RU2402686C1

RU2402686C1 - Aircraft gas turbine engine oil system

Info

Publication number: RU2402686C1
Application number: RU2009123094/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Николаевич Голубов (RU); Александр Николаевич Голубов; Вадим Георгиевич Семенов (RU); Вадим Георгиевич Семенов; Вячеслав Николаевич Фомин (RU); Вячеслав Николаевич Фомин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date: 2009-06-17
Filing date: 2009-06-17
Publication date: 2010-10-27

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: invention relates to oil system to be incorporated with supersonic aircraft flying at M>2.3 to allow optimum use of insignificant fuel cold capacity and can by used for cooling down most critical temperature control section of oil system, i.e. pressure pump delivery line that accommodates oil system automatics elements, fuel-to-oil heat exchanger, filter and oil injectors. Engine oil system bypass valve connected in parallel to delivery line, downstream of fuel-to-oil heat exchanger that forces bypassed cooled oil directly into pressure pump suction chamber, hence bypassing suction line, allows significant oil temperature reduction at pressure pump outlet (ëê5Ç8C) depending upon bypassing magnitude. ^ EFFECT: ruling out of oil temperature overheating and origination of oil thermal decomposition products in delivery line. ^ 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного двигателя, предназначенного к установке на сверхзвуковые самолеты, летающие при высоких скоростях (М>2,3).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and, in particular, to the oil system of an aircraft engine intended for installation on supersonic aircraft flying at high speeds (M> 2.3).

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник (ТТМ), установленный в магистрали нагнетания (патент RU №2328609, F02C 7/06, 2008 г.).A known oil system of an aircraft gas turbine engine (GTE), comprising a pressure pump with suction and discharge lines of oil, a bypass valve connected to the system in parallel with the pump, and a fuel-oil heat exchanger (TTM) installed in the discharge line (patent RU No. 23228609, F02C 7/06, 2008).

Недостатком известной маслосистемы является перегрев масла на выходе нагнетающего насоса.A disadvantage of the known oil system is overheating of the oil at the outlet of the discharge pump.

Учитывая высокую теплонапряженность современных ГТД, к термоокислительной стабильности масла предъявляются повышенные требования. Однако известно, что масла на этих двигателях работают на пределе своих возможностей, так как рабочая температура масла превышает 200°C.Given the high thermal stress of modern gas turbine engines, increased requirements are imposed on the thermo-oxidative stability of the oil. However, it is known that the oils on these engines operate at the limit of their capabilities, since the operating temperature of the oil exceeds 200 ° C.

Перегрев масла на выходе нагнетающего насоса объясняется тем, что отработанное, нагретое и насыщенное горячим воздухом масло прежде, чем попасть к выходу нагнетающего насоса, подвергается еще трехкратному дополнительному нагреву в откачивающих и нагнетающем насосах, а также в перепускном клапане.The overheating of the oil at the outlet of the discharge pump is explained by the fact that the waste, heated and saturated with hot air oil, before it reaches the outlet of the discharge pump, is subjected to an additional threefold additional heating in the exhaust and discharge pumps, as well as in the bypass valve.

Известно, что часть своей мощности насос затрачивает на нагрев перекачиваемой жидкости (чем выше противодавление и частота вращения насоса, тем больше), а при дросселировании жидкости в перепускном клапане также происходит ее нагрев. Перегрев смазки на выходе из нагнетающего насоса особенно опасен тем, что образующиеся при перегреве масла продукты его распада (лак, смола, кокс) могут закупорить форсунки подачи масла в двигатель, осесть на седлах клапанов перепуска нагнетающего насоса и ТТМ, а также на поверхностях теплообменной матрицы.It is known that a pump spends part of its power on heating the pumped liquid (the higher the back pressure and the pump speed, the more), and when the liquid is throttled in the bypass valve, it also heats up. Overheating of the lubricant at the outlet of the injection pump is especially dangerous because the products of its decay formed during oil overheating (varnish, resin, coke) can clog the oil supply nozzles to the engine, settle on the seats of the bypass valves of the injection pump and TTM, as well as on the surfaces of the heat transfer matrix .

Задачей изобретения является снижение температуры масла на выходе из нагнетающего насоса.The objective of the invention is to reduce the temperature of the oil at the outlet of the discharge pump.

Указанная задача решается тем, что в масляной системе авиационного ГТД, содержащей нагнетающий насос с магистралями всасывания и нагнетания масла, перепускной клапан, подключенный к системе параллельно насосу, и топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания, согласно изобретению выход из топливомасляного теплообменника параллельно подсоединен ко входу в перепускной клапан, а выход из перепускного клапана подключен параллельно всасывающей магистрали к полости всасывания нагнетающего насоса.This problem is solved by the fact that in the oil system of an aircraft gas turbine engine containing a pressure pump with suction and discharge lines, an overflow valve connected to the system parallel to the pump and a fuel-oil heat exchanger installed in the discharge line, according to the invention, the output from the fuel-oil heat exchanger is connected in parallel to the input to the bypass valve, and the outlet of the bypass valve is connected parallel to the suction line to the suction cavity of the discharge pump.

Подвод непосредственно в полость всасывания насоса, в обвод всасывающей магистрали, даже небольшой порции охлажденного масла (через перепускной клапан пропускается только 15…25% общей прокачки масла) приводит к заметному изменению температурного поля в масле на выходе из нагнетающего насоса. Ожидаемое понижение температуры масла невелико ≈(5…8)°C, однако позволит избежать появления продуктов термического разложения в масле и повысит надежность работы теплонапряженного ГТД. Следует заметить, что хладоресурс потребляемого таким двигателем топлива невелик, так как топливо в топливных баках в полете при скоростях самолета больше M=2,5 нагревается до температуры свыше 180°C, то есть приближается к максимально допустимой температуре масла (не более 200°C).The supply directly to the pump suction cavity, to the bypass of the suction line, even a small portion of chilled oil (only 15 ... 25% of the total oil pumping is passed through the bypass valve) leads to a noticeable change in the temperature field in the oil at the outlet of the discharge pump. The expected decrease in oil temperature is small ≈ (5 ... 8) ° C, however, it will avoid the appearance of thermal decomposition products in the oil and increase the reliability of the heat-stressed gas turbine engine. It should be noted that the cold resource of the fuel consumed by such an engine is small, since the fuel in the fuel tanks in flight at aircraft speeds greater than M = 2.5 heats up to temperatures above 180 ° C, that is, approaches the maximum allowable oil temperature (no more than 200 ° C )

На чертеже изображена принципиальная схема авиационного ГТД.The drawing shows a schematic diagram of an aircraft gas turbine engine.

Масляная система включает в себя масляные полости 1, 2, 3 подшипниковых опор ротора двигателя и масляную полость 4 коробки приводных агрегатов (КПА).The oil system includes oil cavities 1, 2, 3 of the bearing supports of the rotor of the engine and an oil cavity 4 boxes of drive units (KPA).

Каждая из масляных полостей 1, 2, 3 и 4 подключена к своему откачивающему насосу, выполненному конструктивно в едином блоке откачивающих насосов (БОН) 5, выход из которого сообщен с воздухоотделителем 6, расположенным в верхней части полости маслобака 7. Маслосистема оборудована нагнетающим насосом 8 с магистралями всасывания 9 и нагнетания 10. Магистраль всасывания 9 сообщена с маслозаборником 11, расположенным в нижней части полости маслобака 7.Each of the oil cavities 1, 2, 3, and 4 is connected to its pumping pump, which is constructed structurally in a single pumping unit (BON) 5, the outlet of which is connected to an air separator 6, located in the upper part of the oil tank cavity 7. The oil system is equipped with a pump 8 with suction and discharge lines 10. Suction line 9 is in communication with an oil intake 11 located in the lower part of the oil tank cavity 7.

В нагнетающей магистрали 10 установлены последовательно друг за другом стояночный клапан 12, фильтр 13 и ТТМ 14. Выход из ТТМ 14 параллельно подключен через магистраль 15 ко входу в перепускной клапан 16. Выход из перепускного клапана 16 через магистраль 17 параллельно всасывающей магистрали 9 подключен к полости всасывания 18 нагнетающего насоса 8.In the discharge line 10, the parking valve 12, the filter 13 and the TTM 14 are sequentially installed one after the other. The output from the TTM 14 is connected in parallel through the line 15 to the inlet to the bypass valve 16. The output of the bypass valve 16 through the line 17 parallel to the suction line 9 is connected to the cavity suction 18 pressure pump 8.

Для отвода воздуха из масляных полостей 1, 2, 3, 4 и маслобака 7 в маслосистеме предусмотрен суфлер 19.To exhaust air from the oil cavities 1, 2, 3, 4 and the oil tank 7 in the oil system provides a breather 19.

При работе двигателя масло из маслобака 7 через маслозаборник 11 поступает на вход нагнетающего насоса 8 по всасывающей магистрали 9 и подается им в магистраль нагнетания 10. Под действием давления масла, создаваемого нагнетающим насосом 8, открывается стояночный клапан 12, и масло через фильтр 13 проходит на вход ТТМ 14. На выходе из ТТМ 14 поток масла раздваивается: ≈75…85% масла по магистрали нагнетания 10 подается к форсункам подачи масла в масляных полостях 1, 2, 3 и 4, a ≈15…25% охлажденного масла через магистраль 15 подводится ко входу перепускного клапана 16.When the engine is running, oil from the oil tank 7 through the oil intake 11 enters the inlet of the discharge pump 8 through the suction line 9 and is supplied to the discharge line 10. Under the action of the oil pressure created by the discharge pump 8, the parking valve 12 opens and the oil passes through the filter 13 to input ТТМ 14. At the exit from ТТМ 14, the oil flow bifurcates: ≈75 ... 85% of the oil through the discharge line 10 is supplied to the oil nozzles in the oil cavities 1, 2, 3 and 4, and ≈15 ... 25% of the cooled oil through the line 15 leads to the bypass input to Apana 16.

Из перепускного клапана 16 масло по магистрали 17, минуя всасывающую магистраль 9, сразу же попадает во всасывающую полость 18 (непосредственно в межзубовые впадины качающих элементов нагнетающего насоса 8), поскольку давление масла на выходе из клапана значительно выше давления масла во всасывающей магистрали 9 (оно может быть ниже атмосферного). Горячий воздух, попадающий в маслобак 7 через воздухоотделитель 6 и воздух, проникающий через уплотнения в проточной части двигателя в масляные полости 1, 2, 3 и 4, будет удален в атмосферу через суфлер 19.From the bypass valve 16, the oil along the line 17, bypassing the suction line 9, immediately enters the suction cavity 18 (directly into the interdental cavities of the pumping elements of the pressure pump 8), since the oil pressure at the outlet of the valve is much higher than the oil pressure in the suction line 9 (it may be lower than atmospheric). Hot air entering the oil tank 7 through the air separator 6 and the air entering through the seals in the engine duct into the oil cavities 1, 2, 3 and 4 will be removed to the atmosphere through the breather 19.

Таким образом, предложенная маслосистема позволит наиболее эффективно использовать скудный хладоресурс топлива, потребляемого теплонапряженными авиационными ГТД, для снижения температуры масла на наиболее проблемном участке маслосистемы (на выходе из нагнетающего насоса), избежать появления в нагнетающей магистрали насоса продуктов термического разложения масла и повысить надежность работы двигателя.Thus, the proposed oil system will allow the most efficient use of the meager cold resource of fuel consumed by heat-stressed aircraft gas turbine engines to reduce the oil temperature at the most problematic section of the oil system (at the outlet of the injection pump), to avoid thermal decomposition of oil in the pump discharge line and to increase engine reliability .

Claims

The oil system of an aircraft gas turbine engine, comprising a charge pump with oil suction and discharge lines, an overflow valve connected to the system in parallel with the pump, and a fuel oil heat exchanger installed in the discharge line, characterized in that the outlet from the fuel oil heat exchanger is connected in parallel to the inlet to the bypass valve, and the outlet of the bypass valve is connected parallel to the suction line to the suction cavity of the discharge pump.