RU2458235C1

RU2458235C1 - Aircraft gas turbine engine

Info

Publication number: RU2458235C1
Application number: RU2011116436/06A
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: 2011-04-26
Filing date: 2011-04-26
Publication date: 2012-08-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises turbocompressor unit, combustion chamber, jet nozzle, ACS, fuel and hydraulic oil systems with appropriate pumps. Pumps include one delivery pump and set of discharge pumps, suction and pressure oil lines. At least, one of said pumps represents gerotor pump with driven shaft, at least one pair of offset gears and shaft axial retainers made up of cylindrical pin and stopper in congruent contact like ledge-recess. Oil system comprises rotor and drive unit bearing oil cavities with lubing points and bellows gate arranged in oil delivery line with air release device in bellows loop made up of jet nozzle mounted in air section of oil cavities communicated with said bellows loop.

EFFECT: perfected oil system, decreased weight and increased power ouptput per unit weight, expanded operating performances.

7 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to aircraft gas turbine engines.

Известен авиационный газотурбинный двигатель, включающий масляную систему, содержащую масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали подачи масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора (RU 2353786 С1, опубл. 27.04.2009).Aircraft gas turbine engine is known, including an oil system containing oil cavities of rotor bearings and gearboxes with lubrication points of friction units and a siphon valve installed in the oil supply line with an air bleed device in the siphon valve loop. The device for bleeding air is made in the form of a jet nozzle installed in the air part of one of the oil cavities at any one of its lubrication points and connected by an oil pipe with a siphon lock loop (RU 2353786 C1, publ. 04/27/2009).

Недостатком известного решения является то, что нагнетающий насос масляной системы имеет повышенную массивность и относительно невысокую мощность на единицу массы насоса и относительно ограниченный ресурс эксплуатации.A disadvantage of the known solution is that the injection pump of the oil system has a high mass and relatively low power per unit mass of the pump and a relatively limited service life.

Задача изобретения заключается в разработке газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, позволяющей избежать непроизводительные потери смазки при одновременном снижении массы, увеличении мощности и надежности работы нагнетающего насоса и надежности работы узлов трения двигателя.The objective of the invention is to develop a gas turbine engine with an improved oil system that avoids unproductive loss of lubricant while reducing weight, increasing the power and reliability of the discharge pump and the reliability of the friction units of the engine.

Поставленная задача решается за счет того, что авиационный газотурбинный двигатель согласно изобретению содержит корпус, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках ротор не менее чем с одной турбиной, соосно соединенной с компрессором с возможностью передачи крутящего момента, по меньшей мере, одну камеру сгорания, реактивное сопло, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы, при этом насосная группа включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос и блок откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями всасывания и нагнетания масла, причем, по меньшей мере, один из указанных насосов выполнен героторным и содержит приводной вал, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта и стопора; указанный штифт установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу и во внутренней шестерне, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней, а стопор выполнен с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта, при этом упомянутые контактирующие участки поверхности стопора и штифта выполнены трехмерными, конгруэнтно ответными по типу выступ-гнездо, кроме того, указанная масляная система содержит масляные полости подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали нагнетания масла сифонный затвор с устройством стравливания воздуха в петле сифонного затвора, причем устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки, установленной в воздушной части одной из масляных полостей в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей сифонного затвора.The problem is solved due to the fact that the aircraft gas turbine engine according to the invention contains a housing, a turbocompressor group including a rotor installed in the thrust and thrust bearings with at least one turbine coaxially connected to the compressor with the possibility of transmitting torque, at least one combustion chamber, a jet nozzle, an automatic control system with at least one command unit and actuators of the engine assemblies, as well as subordinate systems air supply and engine cooling and fuel and oil hydraulic systems equipped with pumping groups, while the pumping group includes at least one charge pump and a pumping unit connected to said engine assemblies and to each other by oil suction and discharge lines, at least one of these pumps is made gerotor and contains a drive shaft mounted on it at least one pair of eccentrically located gears and elements of axial shaft fixing, cat The others are made in the form of a cylindrical pin and stopper; the specified pin is installed in coaxial radial holes made on the shaft and in the internal gear, including with the possibility of their arrangement opposite to the interdental cavities with an even number of teeth of the latter, and the stopper is made with a thread, which makes it possible to forcely contact one of its ends with the side section the surface of the pin, wherein said contacting portions of the surface of the stopper and the pin are made three-dimensional, congruently responsive in type of protrusion-socket, in addition, the specified oil system soda holds the oil cavities of the rotor bearings and gearboxes with lubrication points of friction units and a siphon valve installed in the oil discharge line with an air bleed device in the siphon valve loop, and the air bleed device is made in the form of a jet nozzle installed in the air part of one of the oil cavities at any one of its lubrication points and connected by an oil pipe with a siphon lock loop.

При этом масляная система может содержать топливомасляный теплообменник, установленный в магистрали нагнетания.In this case, the oil system may contain a fuel-oil heat exchanger installed in the discharge line.

Масляная система может быть снабжена маслобаком, сообщенным с магистралью всасывания посредством маслозаборника, и снабжена воздухоотделителем, установленным в верхней части маслобака.The oil system may be provided with an oil tank in communication with the suction line by means of an oil intake, and provided with an air separator installed in the upper part of the oil tank.

Система автоматического управления двигателя может быть снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.The automatic engine control system can be equipped with sensors for monitoring the operating parameters of the units and the working fluid of hydraulic and aerodynamic systems, including sensors for monitoring, temperature, pressure, speed, vibration and displacement of the components of the units.

Масляная система может быть снабжена стояночным клапаном, установленным на магистрали нагнетания после нагнетающего насоса по ходу движения масляного потока.The oil system may be equipped with a parking valve installed on the discharge line after the discharge pump in the direction of the oil flow.

Масляная система может быть снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром, установленным на магистрали нагнетания перед топливомасляным теплообменником.The oil system may be provided with at least one oil filter mounted on the discharge line in front of the fuel-oil heat exchanger.

Устройство для стравливания воздуха может содержать жиклер, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки, направленной в любую из точек смазки.An air bleeding device may include a nozzle located in the air part of any of the oil cavities and made in the form of a nozzle of a jet nozzle directed to any of the lubrication points.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенной масляной системой, в которой снижены непроизводительные потери и сведена к минимуму или исключена паразитная циркуляция масла в масляной системе, повышены надежность и ресурс работы двигателя, в том числе улучшена циркуляция смазки в узлах трения двигателя и включения в изобретение, по меньшей мере, одного героторного нагнетающего насоса, что позволило снизить массу и увеличить мощность на единицу массы, ресурс и надежность работы насоса, что в совокупности улучшает эксплуатационные качества двигателя.The technical result provided by the given set of features consists in developing an aircraft gas turbine engine with an improved oil system, in which unproductive losses are reduced and parasitic oil circulation in the oil system is minimized or eliminated, reliability and service life of the engine are increased, including improved lubrication circulation in the friction units of the engine and the inclusion of at least one gerotor pump in the invention, which allowed to reduce weight and increase power a unit mass, life and reliability of the pump, all of which improves engine performance quality.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг.1 изображена принципиальная схема авиационного газотурбинного двигателя с основными агрегатами и масляной системой;figure 1 shows a schematic diagram of an aircraft gas turbine engine with the main units and the oil system;

на фиг.2 - элемент А со струйной форсункой;figure 2 - element a with a jet nozzle;

на фиг.3 - героторный насос, продольный разрез;figure 3 - gerotor pump, a longitudinal section;

на фиг.4 - разрез по Б-Б на фиг.3.figure 4 is a section along BB in figure 3.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, турбокомпрессорную группу, включающую установленный в опорных и опорно-упорных подшипниках 2 ротор не менее чем с одной турбиной 3, соосно соединенной с компрессором 4 (условно показана одна пара турбина-компрессор) с возможностью передачи крутящего момента; по меньшей мере, одну камеру сгорания 5, реактивное сопло 6, систему автоматического управления, по меньшей мере, с одним командным блоком и исполнительными механизмами агрегатов двигателя, а также подчиненные ей системы подачи воздуха и охлаждения двигателя и снабженные насосными группами топливную и масляную гидравлические системы.The aircraft gas turbine engine comprises a housing 1, a turbocompressor group, including a rotor installed in the thrust and thrust bearings 2 with at least one turbine 3, coaxially connected to the compressor 4 (one pair of turbine-compressor is conventionally shown) with the possibility of transmitting torque; at least one combustion chamber 5, a jet nozzle 6, an automatic control system with at least one command unit and actuators of the engine assemblies, as well as its subordinate air supply and engine cooling systems and fuel and oil hydraulic systems equipped with pumping groups .

Насосная группа масляной системы включает, по меньшей мере, один нагнетающий насос 7 и блок 8 откачивающих насосов, соединенных с упомянутыми агрегатами двигателя и между собой магистралями 9 и 10 соответственно всасывания и нагнетания масла. По меньшей мере, один из указанных насосов 7 выполнен героторным и содержит приводной вал 11, установленную на нем не менее чем одну пару эксцентрично расположенных шестерен 12, 13 и элементы осевой фиксации вала, которые выполнены в виде цилиндрического штифта 14 и стопора 15. Штифт 14 установлен в соосных радиальных отверстиях, выполненных на валу 11 и во внутренней шестерне 12, в том числе с возможностью их расположения оппозитно межзубовым впадинам при четном числе зубьев последней. Стопор 15 выполнен с резьбой, обеспечивающей возможность силового упорного контакта одного из его концов с участком боковой поверхности штифта 14. Упомянутые контактирующие участки поверхности стопора 15 и штифта 14 выполнены трехмерными, конгруэнтно ответными по типу выступ-гнездо.The pump group of the oil system includes at least one charge pump 7 and a block 8 of pumping pumps connected to the said engine units and to each other by the suction and discharge lines of oil 9 and 10, respectively. At least one of these pumps 7 is gerotor and contains a drive shaft 11, mounted on it at least one pair of eccentrically located gears 12, 13 and axial shaft fixing elements, which are made in the form of a cylindrical pin 14 and stopper 15. Pin 14 installed in coaxial radial holes made on the shaft 11 and in the inner gear 12, including with the possibility of their location opposite to the interdental cavities with an even number of teeth of the latter. The stopper 15 is threaded, which makes it possible to forcely contact one of its ends with a portion of the side surface of the pin 14. Said contacting surface portions of the stopper 15 and pin 14 are made three-dimensionally, congruently responsive in type of protrusion-socket.

Масляная система содержит масляные полости 16 подшипниковых опор ротора и коробки приводных агрегатов с точками смазки узлов трения и установленный в магистрали 10 нагнетания масла сифонный затвор 17 с устройством стравливания воздуха в петле 18 сифонного затвора 17. Устройство для стравливания воздуха выполнено в виде струйной форсунки 19, установленной в воздушной части одной из масляных полостей 16 в любой одной из ее точек смазки и сообщенной маслопроводом с петлей 18 сифонного затвора 17.The oil system contains oil cavities 16 of the rotor bearing support and drive unit boxes with lubrication points of the friction units and a siphon valve 17 installed in the oil injection line 10 with an air bleed device in the loop 18 of the siphon valve 17. The air bleed device is made in the form of a jet nozzle 19, installed in the air part of one of the oil cavities 16 at any one of its lubrication points and communicated by the oil pipe with a loop 18 of the siphon valve 17.

Масляная система содержит топливомасляный теплообменник 20, установленный в магистрали 10 нагнетания.The oil system comprises a fuel-oil heat exchanger 20 mounted in a discharge line 10.

Масляная система снабжена маслобаком 21, сообщенным с магистралью 9 всасывания посредством маслозаборника 22, и снабжена воздухоотделителем 23, установленным в верхней части маслобака 21.The oil system is equipped with an oil tank 21 in communication with the suction line 9 by means of an oil intake 22, and is equipped with an air separator 23 installed in the upper part of the oil tank 21.

Масляная система снабжена стояночным клапаном 24, установленным на магистрали 10 нагнетания после нагнетающего насоса 7 по ходу движения масляного потока.The oil system is equipped with a parking valve 24 mounted on the discharge line 10 after the discharge pump 7 in the direction of the oil flow.

Масляная система снабжена, по меньшей мере, одним масляным фильтром 25, установленным на магистрали 10 нагнетания перед топливомасляным теплообменником.The oil system is equipped with at least one oil filter 25 mounted on the discharge line 10 in front of the fuel-oil heat exchanger.

Устройство для стравливания воздуха содержит жиклер 26, размещенный в воздушной части любой из масляных полостей и выполненный в форме сопла струйной форсунки 19, направленной в любую из точек смазки.The device for bleeding air contains a nozzle 26 located in the air part of any of the oil cavities and made in the form of a nozzle of a jet nozzle 19 directed to any of the lubrication points.

Система автоматического управления двигателя снабжена датчиками контроля рабочих параметров агрегатов и рабочих тел гидравлических и аэродинамических систем, включая датчики контроля, температуры, давления, частоты вращения, вибрации и смещения элементов агрегатов.The automatic engine control system is equipped with sensors for monitoring the operating parameters of the units and the working fluid of hydraulic and aerodynamic systems, including sensors for monitoring, temperature, pressure, speed, vibration and displacement of the components of the units.

Работает двигатель следующим образом.The engine operates as follows.

В процессе работы двигателя масло из маслобака 21 попадает на вход нагнетающего насоса 7, который переправляет масло под давлением через восходящую ветвь 27 сифонного затвора 17 в петлю 18. Из петли 18 масло в масляные полости 16 попадает двумя путями: через ниспадающую ветвь 28 к форсункам 29 и через магистраль 30 к жиклеру стравливания воздуха, выполняющего функцию форсунки 19 подачи масла. Отработанное масло возвращается в маслобак 21 блоком откачивающих насосов 8 для повторного использования.During engine operation, oil from the oil tank 21 enters the inlet of the discharge pump 7, which redirects the oil under pressure through the ascending branch 27 of the siphon valve 17 to the loop 18. From the loop 18, the oil enters the oil cavities 16 in two ways: through the descending branch 28 to the nozzles 29 and through line 30 to the air bleed nozzle, which acts as an oil nozzle 19. The used oil is returned to the oil tank 21 by the pumping unit 8 for reuse.

При останове двигателя давление масла за нагнетающим насосом 7 падает и прекращается движение масла вверх по восходящей ветви 27, при этом оставшееся в ниспадающей ветви 28 сифонного затвора 17 и в магистрали 30 масло стекает вниз под действием силы тяжести через форсунки 29 и жиклер 26 в поддоны масляных полостей. Из магистрали 30 масло стечет в поддон масляной полости 16, в первую очередь, так как проходное сечение жиклера значительно больше, чем проходное сечение масляных форсунок 29, а магистраль 30 короче ниспадающей ветви 28 сифонного затвора 17. Стекающее вниз из ниспадающей ветви 28 масло стремится образовать за собой разрежение, однако воздух, поступающий из воздушной части масляной полости 16 через жиклер 26 стравливания через магистраль 30 внутрь петли 18, устранит его и разорвет струю масла в колене сифонного затвора 17, что предотвратит перетекание масла из маслобака 21 в поддоны масляных полостей 16 после останова двигателя.When the engine stops, the oil pressure behind the discharge pump 7 drops and the oil stops moving upwards along the ascending branch 27, while the oil remaining in the falling branch 28 of the siphon valve 17 and in the line 30 flows down under the action of gravity through the nozzles 29 and the nozzle 26 into the oil pallets cavities. From the line 30, the oil drains into the oil pan 16, first of all, since the orifice of the nozzle is much larger than the orifice of the oil nozzles 29, and the line 30 is shorter than the descending branch 28 of the siphon valve 17. The oil tends to flow down from the falling branch 28 there is a rarefaction, however, the air coming from the air part of the oil cavity 16 through the bleed jet 26 through the line 30 into the loop 18 will eliminate it and break the oil stream in the elbow of the siphon valve 17, which will prevent overflow oil from the oil tank 21 into the pallets of the oil cavities 16 after the engine is stopped.

Таким образом, за счет найденного в изобретении решения масляной гидравлической системы, обеспечивающей улучшение циркуляции смазки в узлах трения двигателя, и включения героторного насоса, имеющего уменьшенную массу, повышенную мощность и надежность работы, позволяет увеличить ресурс работы и улучшает эксплуатационные качества двигателя.Thus, due to the solution of the oil hydraulic system found in the invention, which provides improved lubricant circulation in the friction units of the engine, and the inclusion of a gerotor pump having a reduced mass, increased power and reliability, it allows to increase the service life and improves engine performance.

Claims

1. Aircraft gas turbine engine, characterized in that it contains a housing, a turbocompressor group comprising a rotor installed in the thrust and thrust bearings with at least one turbine coaxially connected to the compressor with the possibility of transmitting torque to at least one combustion chamber , a jet nozzle, an automatic control system with at least one command unit and actuators of the engine units, as well as its subordinate air supply and cooling systems for and equipped with pumping groups, fuel and oil hydraulic systems, while the pumping group includes at least one charge pump and a block of pumping pumps connected to said engine assemblies and to each other by oil suction and discharge lines, at least one of these pumps is made gerotor and contains a drive shaft mounted on it at least one pair of eccentrically located gears and elements of axial shaft fixation, which are made in the form of a cylindrical Tift and stopper; the specified pin is installed in coaxial radial holes made on the shaft and in the internal gear, including with the possibility of their arrangement opposite to the interdental cavities with an even number of teeth of the latter, and the stopper is made with a thread, which makes it possible to forcely contact one of its ends with the side section the surface of the pin, wherein said contacting portions of the surface of the stopper and the pin are three-dimensional, protruding-socket-like congruently responsive, in addition, said oil system comprises holds the oil cavities of the rotor bearings and gearboxes with lubrication points of friction units and a siphon valve installed in the oil discharge line with an air bleed device in the siphon valve loop, and the air bleed device is made in the form of a jet nozzle installed in the air part of one of the oil cavities at any one of its lubrication points and connected by an oil pipe with a siphon lock loop.

2. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the oil system contains a fuel-oil heat exchanger installed in the discharge line.

3. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the oil system is equipped with an oil tank in communication with the suction line through an oil intake, and is equipped with an air separator installed in the upper part of the oil tank.

4. The aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the automatic engine control system is equipped with sensors for monitoring the operating parameters of the units and the working fluid of the hydraulic and aerodynamic systems, including sensors for monitoring, temperature, pressure, speed, vibration and displacement of the components of the units.

5. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the oil system is equipped with a parking valve installed on the discharge line after the discharge pump in the direction of the oil flow.

6. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the oil system is equipped with at least one oil filter mounted on the discharge line in front of the fuel-oil heat exchanger.

7. Aircraft gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the device for bleeding air contains a nozzle located in the air part of any of the oil cavities and made in the form of a nozzle of a jet nozzle directed to any of the lubrication points.