RU2759397C1 - Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter - Google Patents

Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter Download PDF

Info

Publication number
RU2759397C1
RU2759397C1 RU2020141963A RU2020141963A RU2759397C1 RU 2759397 C1 RU2759397 C1 RU 2759397C1 RU 2020141963 A RU2020141963 A RU 2020141963A RU 2020141963 A RU2020141963 A RU 2020141963A RU 2759397 C1 RU2759397 C1 RU 2759397C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
oil
engine
pipeline
make
engines
Prior art date
Application number
RU2020141963A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Геннадий Григорьевич Лазарев
Original Assignee
Геннадий Григорьевич Лазарев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Геннадий Григорьевич Лазарев filed Critical Геннадий Григорьевич Лазарев
Priority to RU2020141963A priority Critical patent/RU2759397C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2759397C1 publication Critical patent/RU2759397C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
    • B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Centrifugal Separators (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the designs of jet drives of rotors. The oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter is designed to supply oil to engines while simultaneously performing the function of protecting the rotor blades from icing. A make-up oil tank (4) is mounted on the shaft (3) of the main rotor, which is connected to the oil system by a make-up pipeline (6). The oil system for each of the engines (1) placed on the corresponding blades (2) includes an oil supply pipeline (9), a hydraulic motor (10), on which the high oil pressure is lowered to operating pressures, and the torque from the hydraulic motor (10) is transmitted via a joint shaft (30) to a high-pressure pump (21), a pipeline (11), nozzles (13), crankcases (14, 15, 16) of the front, middle and rear supports. The oil cooler (23) is made in the form of a series of parallel channels evenly located in the nose of the blade (2) along its length, and provides oil cooling and protection of the blade (2) from icing.EFFECT: reduction in the dimensions of the power plant is achieved.2 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к маслосистемам двигателей, размещенных на лопастях несущего винта вертолета, и может найти применение в системах питания маслом двигателей с одновременным выполнением функции защиты лопастей несущего винта от обледенения.The invention relates to the field of aircraft construction, in particular to the oil systems of engines located on the rotor blades of a helicopter, and can be used in oil supply systems for engines while simultaneously performing the function of protecting the rotor blades from icing.

Известна система охлаждения авиационных двигателей с одновременным использованием для защиты от обледенения лопаток винта летательного аппарата (патент GB556983, F01P 11/18, B64D 15/02, публикация 04.07.1942 г.), в которой внутри лопаток винта размещены секции охлаждающей системы, выполненные в виде каналов для масла, которые сгруппированы на небольших участках лопаток через равные промежутки.A known cooling system for aircraft engines with simultaneous use for anti-icing of aircraft propeller blades (patent GB556983, F01P 11/18, B64D 15/02, published 04.07.1942), in which sections of the cooling system are located inside the propeller blades, made in the form of channels for oil, which are grouped in small areas of the blades at regular intervals.

В данной системе горячее масло из картера двигателя проходит через центральный вал, собирается в поддоне картера и под действием центробежных сил попадает в охлаждающие системы лопаток винта. Всасывающий насос всасывает масло обратно в картер двигателя. Таким образом, поверхность лопаток винта нагревается горячим маслом, тем самым предотвращается обледенение лопаток, а масло возвращается к двигателю охлажденным.In this system, hot oil from the engine crankcase passes through the central shaft, collects in the oil pan and, under the action of centrifugal forces, enters the cooling systems of the propeller blades. The suction pump draws oil back into the crankcase. Thus, the surface of the propeller blades is heated by hot oil, thereby preventing the blades from icing, and the oil returns to the engine cooled.

Недостатком данного устройства является неоднородность нагрева поверхности лопатки винта, обусловленная наличием промежутков между секциями системы охлаждения, что снижает противообледенительный эффект устройства.The disadvantage of this device is the non-uniformity of heating of the surface of the propeller blade, due to the presence of gaps between the sections of the cooling system, which reduces the anti-icing effect of the device.

Известна также маслосистема турбореактивных двигателей, установленных на лопастях несущего винта, наиболее близкая к заявляемому техническому решению [Масленников М.М., и др. «Газотурбинные двигатели на вертолетах». - М.: Машиностроение. - 1969, стр. 311, рис. 9.17], содержащая подпитывающий бак, бак-радиатор, насос, трубку суфлирования, маслопровод, уравнительный клапан. Масло к двигателям подается под действием центробежных сил из бака подпитки, расположенного на втулке винта. Обратно в этот бак масло возвращается с помощью установленного на двигателе высоконапорного насоса, который преодолевает давление, создаваемое центробежными силами в маслопроводе.Also known is the oil system of turbojet engines mounted on the rotor blades, which is closest to the claimed technical solution [Maslennikov MM, et al. "Gas turbine engines in helicopters." - M .: Mechanical engineering. - 1969, p. 311, fig. 9.17], containing a feed tank, a radiator tank, a pump, a venting pipe, an oil line, an equalizing valve. Oil is supplied to the engines under the action of centrifugal forces from the make-up tank located on the propeller hub. The oil is returned back to this tank using a high-pressure pump installed on the engine, which overcomes the pressure created by centrifugal forces in the oil line.

Недостатками этого устройства являются (там же, стр. 306):The disadvantages of this device are (ibid., P. 306):

- повышенное давление масла в конечной точке маслопровода, т.к. при вращении несущего винта давление масла возрастает под действием центробежных сил;- increased oil pressure at the end point of the oil line, because when the rotor rotates, the oil pressure increases under the action of centrifugal forces;

- увеличение сопротивления двигателя и утяжеление конструкции силовой установки в связи с необходимостью размещения радиатора на двигателе для охлаждения масла;- an increase in engine resistance and a heavier structure of the power plant due to the need to place a radiator on the engine to cool the oil;

- низкая точность регулирования количества масла в системе, что затрудняет балансировку несущего винта с диаметрально расположенными на винте двигателями.- low accuracy of regulating the amount of oil in the system, which makes it difficult to balance the main rotor with engines diametrically located on the propeller.

Целями технического решения изобретения являются: понижение давления масла в конечной точке маслопровода, уменьшение сопротивления двигателя, уменьшение габаритов силовой установки, повышение точности регулирования количества масла в системе.The objectives of the technical solution of the invention are: lowering the oil pressure at the end point of the oil line, reducing the engine resistance, reducing the size of the power plant, increasing the accuracy of regulating the amount of oil in the system.

Поставленная цель достигается благодаря тому, что маслосистема турбореактивных двигателей, размещенных на лопастях несущего винта вертолета содержит маслобак подпитки, соединенный трубопроводом подпитки с масляными системами каждого из двигателей, включающими трубопровод подачи масла к форсункам двигателя, картеры опор двигателя, соединенные суфлерной трубкой, трубопроводы откачки и нагнетания масла, насос высокого давления, маслорадиатор, трубку дренажа, и, в соответствии с изобретением, - на концевом участке трубопровода подачи масла у входа в двигатель на совместном валу с насосом высокого давления установлен гидромотор, каждый картер опор двигателя имеет плоские поддоны с нижней и внешней стораны картера, причем в месте стыка поддонов размещен заборник масла, при этом маслорадиатор выполнен в виде ряда параллельных каналов, расположенных в носовой части лопасти и по ее длине, а трубопровод подпитки от маслобака подпитки подсоединен к трубопроводу подачи масла после маслорадиатора и снабжен расходным жиклером и обратным клапаном. Причем трубка дренажа картера средней опоры размещена на уровне максимального количества масла в каждом двигателе.This goal is achieved due to the fact that the oil system of turbojet engines located on the rotor blades of the helicopter contains a make-up oil tank connected by a make-up pipeline with oil systems of each of the engines, including a pipeline for supplying oil to the engine nozzles, crankcases of engine mounts connected by a prompter tube, pumping out pipelines and oil injection, a high-pressure pump, an oil cooler, a drain pipe, and, in accordance with the invention, at the end of the oil supply pipeline at the engine inlet, a hydraulic motor is installed on a joint shaft with the high-pressure pump, each crankcase of the engine mounts has flat pallets with the outer side of the crankcase, and at the junction of the pallets there is an oil intake, while the oil cooler is made in the form of a series of parallel channels located in the nose of the blade and along its length, and the make-up pipeline from the make-up oil tank is connected to the oil supply pipeline after the oil cooler and equipped with a flow nozzle and a check valve. Moreover, the crankcase drainage pipe of the middle support is located at the level of the maximum amount of oil in each engine.

Таким образом достигаются следующие цели технического решения.Thus, the following objectives of the technical solution are achieved.

Гидромотор в трубопроводе подачи масла в двигатель, установленный на совместном валу с насосом, подающем масло в лопастной радиатор, возвращает основную часть энергии, затраченной насосом нагнетания масла,, и понижает давление масла в до рабочих значений на входе в двигатель.The hydraulic motor in the oil supply line to the engine, mounted on a joint shaft with the pump supplying oil to the vane radiator, returns most of the energy expended by the oil pump, and lowers the oil pressure to operating values at the engine inlet.

Выполнение охлаждающего маслорадиатора в виде ряда параллельных каналов, расположенных в носовой части лопасти несущего винта по ее длине, выполняет роль противообледенительной системы лопасти и позволяет отказаться от установки радиатора на двигателе. Это приводит к уменьшению габаритов силовой установки и уменьшению сопротивления двигателя.The implementation of the cooling oil cooler in the form of a series of parallel channels located in the nose of the main rotor blade along its length, serves as a de-icing system of the blade and eliminates the need to install a radiator on the engine. This leads to a decrease in the size of the power plant and a decrease in the resistance of the engine.

Размещение трубки дренажа на уровне максимального количества масла в каждом двигателе обеспечивает постоянное количество масла в двигателях и устраняет разбалансировку лопастей несущего винта из-за разности весов масла в двигателях.Placing the drain tube at the maximum amount of oil in each engine ensures a constant amount of oil in the engines and eliminates imbalance in the rotor blades due to the difference in oil weights in the engines.

Установка расходного жиклера и обратного клапана в трубопроводе подпитки маслосистемы обеспечивает постоянное количества масла в маслосистеме.Installing a flow nozzle and a check valve in the oil system make-up line ensures a constant amount of oil in the oil system.

Выполнение каждого картера с плоским поддоном с нижней ивнешней строны картера, а также расположение заборника масла в месте стыка поддонов со стенкой обеспечивает бесперебойную перекачку масла как в режиме малого газа при неподвижном несущем винте, так и на всех режимах во время вращения винта.The execution of each crankcase with a flat pan from the lower and external sides of the crankcase, as well as the location of the oil intake at the junction of the pallets with the wall, ensures uninterrupted pumping of oil both in idle mode with a stationary rotor, and in all modes during the rotation of the propeller.

Устройство маслосистемы турбореактивных двигателей 1, размещенных на лопастях несущего винта 2 вертолета, поясняется чертежами:The arrangement of the oil system of turbojet engines 1, located on the rotor blades 2 of the helicopter, is illustrated by drawings:

фиг. 1 - схема маслосистемы турбореактивного двигателя, расположенного на лопасти вертолета при вращении несущего винта. Картера опор развернуты на 90° против часовой стрелки;fig. 1 is a diagram of the oil system of a turbojet engine located on the helicopter blade during the rotation of the main rotor. Support casing rotated 90 ° counterclockwise;

фиг. 2 - схема картера опоры двигателя на неподвижной лопасти;fig. 2 is a diagram of the crankcase of the engine support on a fixed blade;

фиг. 3 - схема картера опоры двигателя при вращении лопасти;fig. 3 is a diagram of the engine support crankcase when the blade rotates;

фиг. 4 - схема лопасти реактивного несущего винта с маслорадиатором,fig. 4 - diagram of a jet rotor blade with an oil cooler,

фиг. 5 - вид А-А фиг. 4;fig. 5 - view A-A of FIG. 4;

фиг. 6 - вид Т фиг. 4.fig. 6 is a view T of FIG. 4.

На валу 3 несущего винта (фиг. 1) установлен цилиндрический или кольцевой маслобак подпитки 4, снабженный заливной горловиной 5. Маслобак подпитки 4 соединен через трубопровод подпитки 6, в котором последовательно размещены расходный жиклер 7 и обратный клапан 8, с трубопроводом охлажденного масла 9.On the rotor shaft 3 (Fig. 1), a cylindrical or annular make-up oil tank 4 is installed, equipped with a filler neck 5. The make-up oil tank 4 is connected through a make-up pipeline 6, in which a flow nozzle 7 and a check valve 8 are placed in series, with a cooled oil pipeline 9.

На конце трубопровода 9 у двигателя установлен гидромотор 10. За гидромотором маслопровод разделяется на три трубопровода 11, подающих масло через форсунки 13 к подшипникам опор двигателя. В одном из трубопроводов 11 установлен датчик замера давления масла в двигателе 12.At the end of pipeline 9 near the engine, a hydraulic motor 10 is installed. Behind the hydraulic motor, the oil pipeline is divided into three pipelines 11, supplying oil through nozzles 13 to the bearings of the engine mounts. In one of the pipelines 11, a sensor for measuring the oil pressure in the engine 12 is installed.

Форсунки расположены в картерах 14, 15 и 16: передней, средней и задней опорах двигателя, соответственно.The injectors are located in crankcases 14, 15 and 16: front, middle and rear engine mounts, respectively.

Картеры 14 и 16 передней и задней опор связаны с картером 15 средней опоры суфлерной трубкой 25. Причем, на картере 15, на уровне максимального количества масла в двигателе 1, установлена дренажная трубка 26, выводящая избыток масла и газы на срез сопла (см. фиг. 1, 2 и 3).Crankcases 14 and 16 of the front and rear supports are connected to the crankcase 15 of the middle support by a prompter tube 25. Moreover, on the crankcase 15, at the level of the maximum amount of oil in the engine 1, a drainage tube 26 is installed, which removes excess oil and gases to the nozzle exit (see Fig. . 1, 2 and 3).

Каждый из картеров 14, 15 и 16 имеют плоские поддоны 27 с нижней и внешней стороны картера. Причем, в месте стыка поддонов расположен заборник масла 20 (см. фиг. 1, 2 и 3). Это позволяет обеспечивать откачку и забор масла насосами 18 и 21 как при неподвижном несущем винте, так и на всех режимах вращения несущего винта. Трубопровод забора масла 17 из картеров 14 и 16 передней и задней опор, соответственно, связан с насосом откачки 18.Each of the crankcases 14, 15 and 16 have flat pallets 27 on the underside and outside of the crankcase. Moreover, at the junction of the pallets is an oil intake 20 (see Fig. 1, 2 and 3). This makes it possible to provide pumping out and oil intake by pumps 18 and 21 both with a stationary rotor and at all modes of rotation of the rotor. The oil intake pipeline 17 from the crankcases 14 and 16 of the front and rear supports, respectively, is connected to the pumping pump 18.

Откачивающий насос 18 подает нагретое масло из картеров 14 и 16 трубопроводом 19 в картер 15. Из картера 15 нагретое масло насосом высокого давления 21 через трубопровод 22 подается в лопастной радиатор 23 (см. фиг. 1 и 4). В трубопроводе 22 установлен замер температуры горячего масла 28. Поддон 27 картера 15 снабжен сливным отверстием с пробкой 29 (см. фиг. 2 и 3).The drain pump 18 delivers heated oil from the crankcases 14 and 16 through the pipeline 19 to the crankcase 15. From the crankcase 15, the heated oil is supplied by a high-pressure pump 21 through the pipeline 22 to the vane radiator 23 (see Figs. 1 and 4). The temperature measurement of the hot oil 28 is installed in the pipeline 22. The sump 27 of the crankcase 15 is equipped with a drain hole with a plug 29 (see Figs. 2 and 3).

В маслосборном коллекторе 24 на выходе из маслорадиатора 22 размещен заправочный штуцер 31. Гидромотор 10 расположен на совместном валу 30 с насосом высокого давления 21. Маслорадиатор 22 выполнен в виде ряда параллельных каналов равномерно расположенных в носовой части лопасти 2 по ее длине (см. фиг. 4, 5 и 6). В носовой части лопасти в районе стыков концевых отсеков трубопроводы маслорадиатора изогнуты для уменьшения напряжения в них при изгибании лопасти (см. фиг. 3 место Т).In the oil collecting manifold 24 at the outlet of the oil cooler 22 is a filling nozzle 31. The hydraulic motor 10 is located on a joint shaft 30 with the high pressure pump 21. The oil cooler 22 is made in the form of a series of parallel channels evenly spaced in the nose of the blade 2 along its length (see Fig. 4, 5 and 6). In the forward part of the blade, in the area of the joints of the end compartments, the oil cooler pipelines are bent to reduce the stress in them when the blade is bent (see Fig. 3, place T).

Расположение маслорадиатора в носке лопасти несущего винта позволяет выполнять, одновременно, функцию защиты лопасти от обледенения (противообледенительной системы).The location of the oil cooler in the nose of the main rotor blade allows performing, at the same time, the function of protecting the blade from icing (anti-icing system).

Изобретение работает следующим образом.The invention works as follows.

При установке нового двигателя 1 на конце лопасти 2 маслосистема заправляется дозированным количеством масла через заправочный штуцер 31 (фиг. 1). В процессе эксплуатации масло заправляется в маслобак подпитки 4 через заливную горловину 5.When installing a new engine 1 at the end of the blade 2, the oil system is filled with a metered amount of oil through the filling nozzle 31 (Fig. 1). During operation, oil is charged into the make-up oil tank 4 through the filler neck 5.

После запуска двигателей 1 холодное масло подается насосом 21 по трубопроводу подачи 22 через маслорадиатор 23 и гидромотор 10 к масляным форсункам 13 картеров 14, 15 и 16. При раскрутке несущего винта под действием центробежной силы давление масла в начальной части маслорадиатора и у гидроматора увеличивается. На рабочих оборотах несущего винта у реактивного вертолета В-7 может достичь 70 кг/см2, а у тяжелого реактивного вертолета - 240 кг/см2.After starting the engines 1, the cold oil is supplied by the pump 21 through the supply line 22 through the oil cooler 23 and the hydraulic motor 10 to the oil nozzles 13 of the crankcases 14, 15 and 16. When the main rotor is spinning under the action of centrifugal force, the oil pressure in the initial part of the oil cooler and at the hydromator increases. At the operating speed of the main rotor in a V-7 jet helicopter, it can reach 70 kg / cm 2 , and in a heavy jet helicopter - 240 kg / cm 2 .

С целью понижения давления масла в двигателе на конце трубопровода 9 установлен гидромотор 10, на котором высокое давление масла понижается (срабатывается) до рабочих давлений, а крутящий момент с гидромотора совместным валом 30 передается насосу высокого давления 21, и таким образом уменьшаются затраты мощности на его привод.In order to reduce the oil pressure in the engine, a hydraulic motor 10 is installed at the end of the pipeline 9, on which the high oil pressure is reduced (triggered) to operating pressures, and the torque from the hydraulic motor by the joint shaft 30 is transferred to the high pressure pump 21, and thus the power consumption for it is reduced drive unit.

После гидромотора 10 масло распределяется по масляным форсункам 13 для смазки опор двигателя. После смазки горячее масло сливается в поддоны 27 картеров 14, 15 и 16. Под действием центробежных сил капли масла отбрасывается к вертикальным стенкам поддонов 27. Из картеров 14 и 16 передней и задней опор, соответственно, по трубопроводу откачки 17 масло перекачивается насосом откачки 18 в картер 15 средней опоры. Излишки масла в картере 15 выбрасываются в атмосферу через трубку дренажа 26, тем самым устраняется разбалансировка несущего винта из-за разницы в расходе масла каждым двигателем. Отверстие под трубку дренажа 26 размещают на уровне максимального количества масла, в двигателе.After the hydraulic motor 10, the oil is distributed over the oil nozzles 13 to lubricate the engine mountings. After lubrication, hot oil is drained into trays 27 of crankcases 14, 15 and 16. Under the action of centrifugal forces, drops of oil are thrown to the vertical walls of trays 27. From crankcases 14 and 16 of the front and rear supports, respectively, through the pumping pipeline 17, the oil is pumped by a pumping pump 18 to crankcase 15 of the middle support. Excess oil in the crankcase 15 is discharged into the atmosphere through the drain pipe 26, thereby eliminating the rotor unbalance due to the difference in oil consumption by each engine. The hole for the drain tube 26 is placed at the level of the maximum amount of oil in the engine.

Из картера 15 масло откачивается насосом высокого давления 21 и по трубопроводу 22 поступает в маслорадиатор - противообледенительную систему лопасти 23. Горячее масло проходит через ряд параллельных трубок, расположенных в носке лопасти (см. фиг. 1, 4, 5 и 6), и охлаждается. Из трубок холодное масло попадает в масло сборный коллектор 24 и по трубопровод 9 возвращается к двигателю. В свою очередь, поверхность каждой лопасти 2 равномерно нагревается до температуры выше точки образования льда, что позволяет предотвратить ее обледенение.From the crankcase 15, the oil is pumped out by a high-pressure pump 21 and through the pipeline 22 enters the oil cooler - the anti-icing system of the blade 23. Hot oil passes through a series of parallel tubes located in the nose of the blade (see Fig. 1, 4, 5 and 6) and is cooled ... From the pipes, cold oil enters the oil collecting manifold 24 and returns to the engine through line 9. In turn, the surface of each blade 2 is evenly heated to a temperature above the point of ice formation, thus preventing its icing.

Для поддержания рабочего количества масла в маслосистеме предусмотрена постоянная подпитка из маслобака подпитки 4. Из маслобака 4 масло через трубопровод 6 расходный жиклер 7 и обратный клапан 8 попадает в трубопровод охлажденного масла 9. Расходный жиклер 7 отрегулирован на максимально возможный расход масла в двигателе. Обратный клапан 8 предотвращает обратную перекачку масла в маслобак подпитки 4, что возможно на неподвижном двигателе и при малой частоты вращения несущего винта.To maintain the working amount of oil in the oil system, a constant make-up is provided from the make-up oil tank 4. From the oil tank 4, oil through the pipeline 6 through the flow nozzle 7 and the check valve 8 enters the cooled oil pipeline 9. The flow nozzle 7 is adjusted for the maximum possible oil consumption in the engine. The check valve 8 prevents the oil from being pumped back into the make-up oil tank 4, which is possible on a stationary engine and at a low rotor speed.

Claims (2)

1. Маслосистема турбореактивных двигателей, размещенных на лопастях несущего винта вертолета, содержащая маслобак подпитки, соединенный трубопроводом подпитки с масляными системами каждого из двигателей, включающими трубопровод подачи масла к форсункам двигателя, картеры опор двигателя, соединенные суфлерной трубкой, трубопроводами откачки, трубку дренажа, насос высокого давления и маслорадиатор, отличающаяся тем, что на концевом участке трубопровода подачи масла у входа в двигатель на совместном валу с насосом высокого давления установлен гидромотор, каждый картер опор двигателя выполнен с плоскими поддонами с горизонтальной и вертикальной стенками, в месте стыка горизонтальной и вертикальной стенками каждого картера опор двигателя размещен заборник масла, маслорадиатор выполнен в виде ряда параллельных каналов, расположенных в носовой части лопасти и по ее длине, трубопровод подпитки от маслобака подпитки подсоединен к трубопроводу подачи масла после маслорадиатора и снабжен расходным жиклером и обратным клапаном.1. Oil system of turbojet engines located on the rotor blades of a helicopter, containing a make-up oil tank connected by a make-up pipeline with the oil systems of each of the engines, including an oil supply pipeline to the engine nozzles, crankcases of engine mounts connected by a prompter tube, pumping out pipelines, a drain pipe, a pump high pressure and an oil cooler, characterized in that a hydraulic motor is installed on the end section of the oil supply pipeline at the inlet to the engine on a joint shaft with the high pressure pump, each crankcase of the engine mounts is made with flat pallets with horizontal and vertical walls, at the junction of the horizontal and vertical walls Each crankcase of the engine mounts has an oil intake, the oil cooler is made in the form of a series of parallel channels located in the nose of the blade and along its length, the make-up pipeline from the make-up oil tank is connected to the oil supply pipeline after the oil cooler and is equipped with consumables m jet and check valve. 2. Маслосистема по п. 1, отличающаяся тем, что трубка дренажа картера средней опоры размещена на уровне максимального количества масла в каждом двигателе.2. The oil system according to claim 1, characterized in that the crankcase drainage pipe of the middle support is located at the level of the maximum amount of oil in each engine.
RU2020141963A 2020-12-18 2020-12-18 Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter RU2759397C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141963A RU2759397C1 (en) 2020-12-18 2020-12-18 Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141963A RU2759397C1 (en) 2020-12-18 2020-12-18 Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2759397C1 true RU2759397C1 (en) 2021-11-12

Family

ID=78607378

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020141963A RU2759397C1 (en) 2020-12-18 2020-12-18 Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2759397C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB556983A (en) * 1942-07-04 1943-10-29 Reginald Charles Holden An improved system for cooling aero engines and de-icing propellers
GB1003740A (en) * 1964-06-08 1965-09-08 Rolls Royce Helicopter rotor
RU2211346C1 (en) * 2002-02-05 2003-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Oil system of gas turbine engine
RU2244141C2 (en) * 2003-03-24 2005-01-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine engine oil system with continuous redundancy device

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB556983A (en) * 1942-07-04 1943-10-29 Reginald Charles Holden An improved system for cooling aero engines and de-icing propellers
GB1003740A (en) * 1964-06-08 1965-09-08 Rolls Royce Helicopter rotor
RU2211346C1 (en) * 2002-02-05 2003-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Oil system of gas turbine engine
RU2244141C2 (en) * 2003-03-24 2005-01-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine engine oil system with continuous redundancy device

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Масленников М.М. и др. "Газотурбинные двигатели для вертолетов", Москва, "Машиностроение", 1969, часть 2, стр.311 рис 9.17. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109642521B (en) Propulsion engine for an aircraft
US11203974B2 (en) Auxiliary oil system for geared gas turbine engine
EP3492721B1 (en) Auxiliary power unit with combined cooling of generator
EP3135881B1 (en) Engine assembly with combined engine and cooling exhaust
US8893469B2 (en) Oil bypass channel deaerator for a geared turbofan engine
EP3205843A1 (en) Method of bowed rotor start response damping, corresponding bowed rotor start response damping system and gas turbine engine
RU2457155C2 (en) Oil antiicing system of aircraft turbo-jet engine front cone
EP2834499B1 (en) Turbomachine thermal management
EP3865735B1 (en) Near zero velocity lubrication system for a turbine engine
WO2015147949A2 (en) Auxiliary oil system for geared gas turbine engine
CA2504114A1 (en) Turbine, particularly useful for small aircraft
US8910463B2 (en) Turbine starter lubricant cooling
JP2019515176A (en) Integrated offset oil tank for inline attached gearbox
JP2017082789A (en) Gas turbine engine sump heat exchanger
EP3357631B1 (en) Heat pipe cooling of geared architecture
US4962829A (en) Oil management tank system
RU2759397C1 (en) Oil system of turbojet engines placed on the rotor blades of a helicopter
CN106979077B (en) Method and system for centrifugal pump
EP3081780B1 (en) Lubricant circulation system and method of circulating lubricant in a gas turbine engine
RU2522713C1 (en) Aircraft gas turbine
CA3166698A1 (en) Lubrication system with anti-priming feature
RU2623854C1 (en) Method of greasing and cooling front support of the rotor of the gas turbine engine
US20240076987A1 (en) Shaft for a turbomachine
RU2703596C1 (en) Engine lubrication system of a gas turbine plant with utilization of used engine oil
EP4303414A1 (en) Contrail suppression system