Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя. Технический результат достигается тем, что система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя содержит испарители, расположенные в корпусных камерах по обе стороны от подшипников, параллельно соединенные с испарителями, расположенными внутри турбин высокого давления. Испарители соединены с конденсатором, размещенным перед турбинами низкого давления, и с компрессором, установленным на вращающейся оси. Подшипники размещены в корпусах, к каждому из которых присоединены с одной стороны датчик температуры, а с другой – тензодатчик, сообщенные с блоком преобразования и вычисления, соединенным с бортовым компьютером, сообщенным с силовым блоком, дающим команду электропневмоклапану на работу испарителей, размещенных в корпусных камерах. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета.

Известна система охлаждения турбореактивного двигателя самолета (RU 2371352 C1, 27.10.2009), который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель с турбиной высокого давления, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги и систему охлаждения турбины высокого давления.

Недостатком предложения является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя за счет недостаточной эффективности работы системы охлаждения турбин высокого давления.

Известна система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, которая включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления, причем первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления, причем внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители, при этом система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок, причем компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью (RU 2605143 C1, 20.07.2015).

Недостатком известной системы охлаждения является перегрев подшипников турбин.

Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение возможности работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Технический результат достигается тем, что система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя содержит испарители, расположенные в корпусных камерах по обе стороны от подшипников, параллельно соединенные с испарителями, расположенными внутри турбин высокого давления, при этом испарители соединены с конденсатором, размещенным перед турбинами низкого давления и с компрессором, установленным на вращающейся оси, причем подшипники размещены в корпусах, к каждому из которых присоединены с одной стороны датчик температуры, а с другой – тензодатчик, сообщенные с блоком преобразования и вычисления, соединенным с бортовым компьютером, сообщенным с силовым блоком, дающим команду электропневмоклапану на работу испарителей, размещенных в корпусных камерах.

На фиг. 1 представлен поперечный разрез корпусной камеры.

На фиг. 2 – продольный разрез газотурбинного двигателя.

На фиг. 3 – частичный продольный разрез корпусной камеры.

На фиг. 4 - схема системы охлаждения газотурбинного двигателя.

На фиг. 5 – частичный поперечный разрез двигателя.

Смазка и система охлаждения подшипников турбин состоит из турбины 1, на которой расположен шариковый радиально-однорядный подшипник 2. Этот подшипник имеет сепаратор 3 из цветного металла. Подшипник 2 расположен внутри корпусной камеры 4 газотурбинного двигателя. Рядом с подшипником 2 слева и справа расположен испаритель 5 системы охлаждения.

Внутри корпусной камеры 4 с левой стороны корпуса подшипника 2плотно установлен датчик температуры 6 (термостат), соединенный с блоком преобразования и вычисления (БПВ) 7. С правой стороны корпуса подшипника плотно установлен тензодатчик 21, регистрирующий вибрацию корпуса подшипника 2 , передающий сигнал на блок преобразования и вычисления 7. Эти сигналы с блока преобразования направляются на бортовой компьютер (на чертеже не показан). Между корпусной камерой 4 и подвижной турбиной 1 с лева и с права расположены сальники 8, внутри которых установлены пружины 9 по всей окружности сальника. На подвижной турбине 1 газотурбинного двигателя установлен съемный бортик 10, фиксирующий и закрепляющий шариковый радиально-однорядный подшипник 2. Бортик 10 фиксируется и закрепляется болтами 11. На испарителях 5 системы охлаждения газотурбинного двигателя расположены с лева и с права ребра 12, на которых удерживается вязкий смазочный материал для смазки подшипников 2 турбины 1. На фиг. 5 представлен частичный поперечный разрез двигателя. Вид поперечного разреза камеры нагревания, генератора и осей турбин, а также расположение вращающейся полости турбины высокого давления, где расположены два внутренних испарителя систем охлаждения и внутренние лопатки турбины.

Система охлаждения газотурбинного двигателя содержит компрессор 13, внутри которого расположена подвижная часть 14, которая установлена на вращающейся оси 15 третьего контура 13, а также испарители 16, расположенные в турбине 17 высокого давления и дублирующие другую систему охлаждения газотурбинного двигателя. В системе охлаждения подшипников 2 турбин 1, в корпусной камере слевой и с правой стороны парсположены испарителя 5, которые параллельно соединены с испарителями 16, расположенными внутри двух турбин 17 высокого давления, дублирующую другую систему охлаждения. Испарителя 5 которые расположены с левой и с правой стороны корпусной камеры 4 работают от электропневмоклапана 18, который соединен с силовым блоком 19 управления. Управление силовым блоком осуществляет бортовой компьютер самолета. Все испарители 5 и 12 системы охлаждения газотурбинного двигателя последовательно соединены с конденсатором 20, а конденсатор 20 последовательно соединен с компрессором 13.

Смазка и система охлаждения газотурбинного двигателя работает следующим образом.

После запуска газотурбинного двигателя на камере сгорания работает камера нагрева 22 и четыре форсунки 23. Это позволяет увеличить температуру в жаровой камере 24. Пламя с повышенной температурой направлено на лопатки 25 двух турбин 17 высого давления. Повышенная температура пламени приведет к увеличению числа оборотов двух турбин 17 высокого давления, а так же увеличению числа оборотов на турбинах 1 компрессора первого 1а и второго 1б, а также третьего 1в контуров и соответственно турбин 1г низкого давления. Все эти турбины установлены на шариковые радиально однорядные подшипники 2. С лево и с право приклеклены датчики 6 температуры и тензодатчики 21. Эти датчики соединены с блоком 7 преобразования и вычисления, сигнал с блока 7 направляется на бортовой компьютер самолета, а так же на дисплей монитора в кабину самолета.

При повышении температуры на подшипниках 2 турбин 1 при повышенных оборотов турбин 1, повышается температура смазочного материала (масла). Если температура будет увеличиваться, то произойдет переход смазочного материала из вязкого в жидкое состояние, что может привести к вытеканию смазочного материала из корпусной камеры 4 газотурбинного двигателя. Это может привести к разрушению подшипника 2 турбины, так как подшипник 2 будет работать на сухую без смазочного материала. Поэтому плотно установленные датчики 6 по всей окружности подшипника 2, передающий сигнал датчикам 6, регистрирующим повышенную температуру, передается на блок 7 преобразования и вычисления. Затем сигнал поступает на бортовой компьютер самолета. Сигнал обрабатывается бортовым компьютером после чего направляется на силовой блок управления 19. На силовой блоке управления выполняется команда, подающая напряжение на катушки электропневмоклапанов 18, приводящие в работу испарители 5, расположенные в корпусной камере 4 с лева и справа от подшипника 2 турбин 1. Работающие испарители5 понижают температуру смазочного материал (масла). Это исключает его к вытеканию из корпусной камеры 4 внутри которых расположены подшипники 2 турбины 1.

Это дает возможность работать газотурбинному двигателю на повышенных оборотах турбины 1. Это дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя, характеризующаяся тем, что содержит испарители, расположенные в корпусных камерах по обе стороны от подшипников, параллельно соединенные с испарителями, расположенными внутри турбин высокого давления, при этом испарители соединены с конденсатором, размещенным перед турбинами низкого давления, и с компрессором, установленным на вращающейся оси, причем подшипники размещены в корпусах, к каждому из которых присоединены с одной стороны датчик температуры, а с другой – тензодатчик, сообщенные с блоком преобразования и вычисления, соединенным с бортовым компьютером, сообщенным с силовым блоком, дающим команду электропневмоклапану на работу испарителей, размещенных в корпусных камерах.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды.

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Турбина // 2677021
Изобретение относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины. Турбина содержит множество неподвижных направляющих лопаток, опорный элемент и корпус.

Изобретение относится к энергетике. Энергоустановка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Коробка приводных агрегатов содержит зубчатое колесо, патрубок, подшипники, центробежную крыльчатку с лопатками.

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении.

Изобретение относится к твердым телам, имеющим искусственные пористые структуры, и касается низкопористого ауксетического листового материала. Конструкционный материал содержит конструкцию из структур с продолговатыми порами, причем каждая из структур с продолговатыми порами включает в себя одну или более субструктур, первое множество первых структур с продолговатыми порами и второе множество вторых структур с продолговатыми порами, причем каждая из первых и вторых структур с продолговатыми порами имеет большую ось и малую ось, большие оси первых структур с продолговатыми порами перпендикулярны большим осям вторых структур с продолговатыми порами, первые и вторые множества структур с продолговатыми порами расположены в матрице рядов и столбцов, при этом каждый из рядов и каждый из столбцов выполнен чередующимся между первыми и вторыми структурами с продолговатыми порами, первые и вторые структуры с продолговатыми порами выполнены в форме двутавровых щелевых отверстий, так что пористость структур с продолговатыми порами ниже значения около 10%, и конструкция из структур с продолговатыми порами определяет элементарные ячейки, которые в качестве реакции на одноосное напряжение обеспечивают демонстрацию листовым материалом поведения с отрицательным коэффициентом Пуассона.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к авиадвигателестроению. Техническим результатом является увеличение жесткости соединения, что приводит к повышению прочности и надежности узла соединения в случае динамической нагруженности, а именно при воздействии вибраций, а также снижение массы узла соединения в целом.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к способу регулирования охлаждения масла и к устройству охлаждения масла в лопаточной машине. Способ регулирования охлаждения масла внутри устройства и устройство охлаждения масла лопаточной машины содержат первый теплообменник, установленный последовательно со вторым теплообменником.

Нерегулируемое сопло газотурбинного двигателя, содержащее четыре стенки, соединенные между собой разъемным соединением с образованием канала отвода рабочего газа. Стенки соединены попарно, образуя соединенные между собой входной и выходной элементы канала отвода рабочего газа, имеющего криволинейную форму. Выходной элемент состоит из двух стенок, соединенных в горизонтальной плоскости двигателя. Входной элемент состоит из двух стенок, соединенных в вертикальной плоскости двигателя, и выполнен с возможностью крепления к корпусу наружного контура двигателя. Входной и выходной элементы выполнены из разных материалов. На внутренние поверхности стенок нанесено покрытие с требуемыми свойствами, например жаропрочности, жаростойкости, коррозионной стойкости. Технический результат: изобретение позволяет создать конструкцию сопла сложной пространственной формы, позволяющую наносить покрытие на его внутреннюю часть и снизить его общую массу. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя. Технический результат достигается тем, что система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя содержит испарители, расположенные в корпусных камерах по обе стороны от подшипников, параллельно соединенные с испарителями, расположенными внутри турбин высокого давления. Испарители соединены с конденсатором, размещенным перед турбинами низкого давления, и с компрессором, установленным на вращающейся оси. Подшипники размещены в корпусах, к каждому из которых присоединены с одной стороны датчик температуры, а с другой – тензодатчик, сообщенные с блоком преобразования и вычисления, соединенным с бортовым компьютером, сообщенным с силовым блоком, дающим команду электропневмоклапану на работу испарителей, размещенных в корпусных камерах. 5 ил.

Наверх