RU2623581C1

RU2623581C1 - Device for lubrication of support bearing of rotor of jet gas turbine engine

Info

Publication number: RU2623581C1
Application number: RU2016138615A
Authority: RU
Inventors: Александр Николаевич Голубов; Вячеслав Николаевич Фомин
Original assignee: Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо")
Priority date: 2016-09-29
Filing date: 2016-09-29
Publication date: 2017-06-28

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.

SUBSTANCE: in the device, the suction branch of the evacuation pump is made in the form of a hollow flexible element connected hermetically to the inlet flange of the pump and equipped with an oil intake with an inertial load at the end, and a normally open ball valve is installed in the channel for venting the oil cavity, which allowas for the overturning of the aircraft or the occurrence of negative overloads to exclude overflow of oil from an oil tank in the oil cavity of the basic bearing at performance by the aircraft of long (more than 30 s) figured flights and to adjust the circulating volume of oil in the oil tank and ensure the stability of the oil pressure at the engine inlet.

EFFECT: increased maneuverability of the aircraft by increasing the duration of the figured flights.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to devices for lubricating the thrust bearings of rotors of gas turbine engines (GTE).

Известно устройство для смазки опорного подшипника ротора авиационного ГТД, содержащее откачивающий насос, установленный в масляной полости подшипниковой опоры, всасывающий патрубок с размещенным на его конце заборником масла, соединенный с входом откачивающего насоса, и канал для суфлирования масляной полости, расположенный в ее верхней части (см. патент RU №2468227, кл. F02C 7/06, опубл. 27.11.2012).A device is known for lubricating the thrust bearing of an aircraft gas turbine rotor, comprising a pump that is installed in the oil cavity of the bearing support, a suction pipe with an oil intake located at its end, connected to the inlet of the pump, and a channel for venting the oil cavity located in its upper part ( see patent RU No. 2468227, class F02C 7/06, publ. 11/27/2012).

К недостатку известной конструкции следует отнести перетекание масла из маслобака в масляную полость опорного подшипника ротора ГТД при выполнении самолетом длительных (не менее 30 с) фигурных полетов (перевернутый полет или полет с отрицательными перегрузками), что приводит к сокращению циркуляционного объема масла в маслобаке и, как следствие этого, к падению давления масла на входе в двигатель (режим "масляного голодания"), приводящего к разрушению двигателя.A disadvantage of the known design should include the flow of oil from the oil tank into the oil cavity of the support bearing of the GTE rotor when the aircraft performs long (at least 30 s) shaped flights (inverted flight or flight with negative overloads), which leads to a reduction in the circulation volume of oil in the oil tank and, as a result of this, a drop in the oil pressure at the engine inlet (oil starvation mode), leading to the destruction of the engine.

Объясняется это тем, что при выполнении фигурного полета самолетом поступающее в масляную полость опорного подшипника ротора двигателя масло перетекает в верхнюю ее часть и не возвращается в маслобак, так как заборник масла на всасывающем патрубке насоса оголяется, причем суфлирование масляной полости производится через проточную часть насоса и его откачивающую магистраль.This is explained by the fact that when a plane flight is performed by plane, the oil flowing into the oil cavity of the thrust bearing of the engine rotor flows into its upper part and does not return to the oil tank, since the oil intake on the pump suction pipe is exposed, and the oil cavity is vented through the pump passage and its pumping line.

Задача изобретения - обеспечить возврат масла, поступающего в масляную полость опорного подшипника ротора двигателя в маслобак при выполнении самолетом фигурных полетов, что исключает появление режима "масляного голодания" на двигателе.The objective of the invention is to ensure the return of oil entering the oil cavity of the thrust bearing of the engine rotor into the oil tank when the plane performs figured flights, which eliminates the appearance of the regime of "oil starvation" on the engine.

Технический эффект от использования изобретения - увеличение продолжительности полета маневренного самолета при выполнении им фигур высшего пилотажа.The technical effect of the use of the invention is to increase the flight duration of a maneuverable aircraft when performing aerobatics.

Указанный технический эффект достигается тем, что в известном устройстве для смазки опорного подшипника ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащем откачивающий насос, установленный в масляной полости подшипниковой опоры, всасывающий патрубок с размещенным на его конце заборником масла, соединенный с входом откачивающего насоса, и канал для суфлирования масляной полости, расположенный в ее верхней части, согласно изобретению всасывающий патрубок насоса выполнен в виде полого гибкого элемента, заборник масла снабжен инерционным грузом, а в канале для суфлирования масляной полости установлен нормально открытый шариковый клапан.The specified technical effect is achieved by the fact that in the known device for lubricating the support bearing of the rotor of an aircraft gas turbine engine containing a pump, installed in the oil cavity of the bearing support, a suction pipe with an oil intake located at its end, connected to the inlet of the pump, and a venting channel the oil cavity located in its upper part, according to the invention, the pump suction pipe is made in the form of a hollow flexible element, the oil intake is not provided load, and a normally open ball valve is installed in the channel for venting the oil cavity.

Всасывающий патрубок откачивающего насоса, снабженный гибким элементом с расположенным на его конце заборником масла с инерционным грузом, при перевороте самолета или действии на него отрицательных перегрузок перемещается в верхнюю часть масляной полости вместе с маслом, которое запирается в полости грузовым шариковым клапаном в момент его срабатывания на закрытие. Масло из масляной полости возвращается в маслобак обычным путем (через насос и его откачивающую магистраль), что приводит к восстановлению циркуляционного объема масла в нем и росту давления масла на входе в двигатель до оптимального значения. Суфлирование масляной полости осуществляется самим насосом через магистраль откачки масла.The suction nozzle of the evacuation pump, equipped with a flexible element with an inertial load of oil intake located at its end, when the aircraft is overturned or when negative overloads are applied to it, moves to the upper part of the oil cavity together with the oil, which is locked in the cavity by a cargo ball valve at the moment of its operation on closing. Oil from the oil cavity is returned to the oil tank in the usual way (through the pump and its pumping line), which leads to the restoration of the circulating volume of oil in it and an increase in the oil pressure at the engine inlet to the optimum value. The oil cavity is vented by the pump itself through the oil pumping line.

На фиг. 1 изображена принципиальная гидравлическая схема опоры ротора авиационного двухроторного ГТД;In FIG. 1 shows a schematic hydraulic diagram of the rotor support of an aircraft twin-rotor gas turbine engine;

на фиг. 2 показан всасывающий патрубок с гибким элементом и заборником масла с инерционным грузом.in FIG. 2 shows a suction pipe with a flexible element and an oil intake with inertial load.

Устройство для смазки опорного подшипника ротора ГТД содержит установленный внутри масляной полости 1 откачивающий насос 2, к входному фланцу 3 которого герметично пристыкован всасывающий патрубок 4, гибкий элемент 5 которого выполнен из гофрированной резины (см. фиг. 2). На конце гибкого элемента 5 закреплен заборник масла 6, выполненный за одно целое с инерционным грузом 7, в котором выполнены каналы 8, сообщающиеся с проходным сечением заборника масла 6.A device for lubricating the support bearing of a rotor of a gas turbine engine contains a pump 2 installed inside the oil cavity 1, to the inlet flange 3 of which the suction pipe 4 is sealed, the flexible element 5 of which is made of corrugated rubber (see Fig. 2). At the end of the flexible element 5, an oil intake 6 is fixed, made in one piece with the inertial load 7, in which channels 8 are made, communicating with the passage section of the oil intake 6.

Чтобы исключить напряжение растяжения на гибком элементе 5, входной фланец элемента соединен цепочкой 9 с заборником масла 6. В верхней стенке масляной полости 1 выполнен канал 10 для отвода суфлируемых газов, в котором расположен нормально открытый шариковый клапан 11.To eliminate tensile stress on the flexible element 5, the input flange of the element is connected by a chain 9 to the oil intake 6. In the upper wall of the oil cavity 1 there is a channel 10 for venting vented gases, in which a normally open ball valve 11 is located.

Устройство содержит нагнетающий насос 12, подключенный к маслобаку 13, выход из насоса через нагнетающую магистраль 14 сообщен с коллектором форсунок 15 подачи масла к опорным подшипникам ротора ГТД. Поскольку современные авиационные ГТД выполняются двухроторными, то для надежности предусмотрена установка внешнего откачивающего насоса 16 с приводом от второго ротора.The device includes a pump 12, connected to the oil tank 13, the outlet from the pump through the pump pipe 14 is in communication with the manifold of the nozzles 15 for supplying oil to the thrust bearings of the gas turbine rotor. Since modern aviation gas turbine engines are performed by two-rotor engines, an external pumping pump 16 with a drive from a second rotor is provided for reliability.

Выходы откачивающих насосов объединены магистралью 17 и сообщены через воздухоотделитель 18 с маслобаком 13.The outputs of the pumping pumps are combined by a highway 17 and communicated through an air separator 18 with an oil tank 13.

Выход из клапана 11 через канал 10 сообщен магистралью суфлирования 19 через маслоотделитель 20 с маслобаком 13. Для обеспечения жесткости гибкого элемента 5 он изнутри армирован металлическими кольцами 21.The output of the valve 11 through the channel 10 is communicated by the venting line 19 through the oil separator 20 with the oil tank 13. To ensure the rigidity of the flexible element 5, it is internally reinforced with metal rings 21.

При горизонтальном полете самолета гибкий элемент 5 всасывающего патрубка 4 под действием сил тяжести инерционного груза 7 опускается в нижнюю часть масляной полости 1, где скапливается отработанная смазка. Через каналы 8 в инерционном грузе 7 масло попадает в горловину заборника 6 и далее через внутреннюю полость гибкого элемента 5 проходит через входной фланец 3 в проточную часть откачивающего насоса 2, который переправляет масло через откачивающую магистраль 17, сообщенную с магистралью откачки откачивающего насоса 16 в маслобак 13 через воздухоотделитель 18, где происходит очистка масла от воздуха.With a horizontal flight of the aircraft, the flexible element 5 of the suction pipe 4 under the action of gravity of the inertial load 7 is lowered into the lower part of the oil cavity 1, where the spent lubricant accumulates. Through the channels 8 in the inertial load 7, the oil enters the throat of the intake 6 and then through the internal cavity of the flexible element 5 passes through the inlet flange 3 to the flow part of the pump 2, which redirects the oil through the pump pump 17, connected to the pump pump 16 to the oil tank 13 through the air separator 18, where the oil is cleaned from air.

Восстановленное и охлажденное масло из маслобака 13 поступает на вход нагнетающего насоса 12, который переправляет его по магистрали 14 к коллектору форсунок 15. Суфлирование масляной полости 1 производится через канал 10 и шариковый клапан 11, который при горизонтальном полете самолета находится в открытом положении. Далее воздух по магистрали 19 попадает в маслоотделитель 20, где частицы масла, захваченные воздушным потоком, осаждаются в инерционном поле и опускаются в нижнюю часть масляной полости 1.The recovered and cooled oil from the oil tank 13 enters the inlet of the discharge pump 12, which forwards it along the line 14 to the nozzle manifold 15. The oil cavity 1 is vented through channel 10 and the ball valve 11, which is in the open position when the plane is in horizontal flight. Then the air through the line 19 enters the oil separator 20, where oil particles trapped in the air stream are deposited in the inertial field and are lowered into the lower part of the oil cavity 1.

При перевернутом полете самолета и полетах с отрицательной силой тяжести попадающая в масляную полость 1 смазка отбрасывается под действием сил тяжести в верхнюю часть полости, где она запирается с помощью шарикового клапана 11, перекрывающего канал 10 для отвода суфлируемого воздуха из полости. Гибкий элемент 5 всасывающего патрубка 4 под действием инерционного груза 7 также переместится вслед за маслом в верхнюю часть масляной полости 1. Масло через каналы 8, выполненные в инерционном грузе 7, опять будет попадать в горловину заборника 6 и далее через гибкий элемент 5 поступать в проточную часть откачивающего насоса 2, который переправит масло по магистрали 17 через воздухоотделитель в маслобак 13.During inverted flight of the aircraft and flights with negative gravity, the lubricant entering the oil cavity 1 is discarded under the action of gravity to the upper part of the cavity, where it is locked using a ball valve 11 that blocks the channel 10 for venting vented air from the cavity. The flexible element 5 of the suction pipe 4 under the influence of the inertial load 7 will also move after the oil to the upper part of the oil cavity 1. The oil through the channels 8 made in the inertial load 7 will again fall into the neck of the intake 6 and then through the flexible element 5 enter the flow part of the pumping pump 2, which will transfer oil through line 17 through the air separator to the oil tank 13.

Суфлирование масляной полости 1 будет производиться также через проточную часть откачивающего насоса 2 по магистрали 17 в маслобак 13, для чего насос 2 выполняется переразмеренным по производительности.Breathing of the oil cavity 1 will also be carried out through the flowing part of the pumping pump 2 along the line 17 to the oil tank 13, for which the pump 2 is oversized in performance.

Осуществление изобретения позволяет увеличить продолжительность полета самолета при выполнении им фигур высшего пилотажа.The implementation of the invention allows to increase the flight duration of the aircraft when performing aerobatics.

Claims

A device for lubricating the rotor support bearing of an aircraft gas turbine engine, comprising a suction pump installed in the oil cavity of the bearing support, a suction pipe with an oil intake located at its end, connected to an inlet of the suction pump, and a channel for venting the oil cavity located in its upper part, characterized in that the suction pipe of the pump is made in the form of a hollow flexible element, the oil intake is equipped with an inertial load, and in the channel for venting the oil cavity It becomes normally open ball valve.