Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя

 

Система предназначена для охлаждения подшипниковых опор авиационного газотурбинного двигателя. Система охлаждения подшипниковой опоры содержит экран, установленный под камерой сгорания и состоящий из трех коаксиально расположенных обечаек, образующих внутренний и наружный каналы для прохода охлаждающего воздуха. Наружный канал сообщен с выходом из осевого многоступенчатого компрессора, а внутренний канал подключен к промежуточной ступени компрессора. Наружная и промежуточная обечайки, образующие наружный канал, в выходной части выполнены с зигами, расположенными напротив друг друга с выступанием в сторону камеры сгорания, а в центральной части обечайки соединены между собой посредством перегородки с отверстиями для прохода охлаждающего воздуха. Такое выполнение системы позволяет обеспечить эффективное охлаждение подшипниковых опор из-за высокой температуры охлаждающего воздуха. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании систем охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей.

Известна система охлаждения подшипниковых опор газотурбинного двигателя, содержащая экран, установленный под камерой сгорания и состоящий из обечаек, образующих канал для прохода вторичного воздуха (см. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели, М. , Машиностроение, 1981, стр.162, рис. 5.55).

Однако использование для охлаждения в известной системе вторичного воздуха не обеспечивает эффективного охлаждения подшипниковых опор при работе двигателя на режимах, соответствующих высоким скоростям полета самолета.

Известна также система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя, содержащая экран, установленный под камерой сгорания и состоящий из трех коаксиально расположенных обечаек, образующих внутренний и наружный кольцевые каналы для прохода охлаждающего воздуха, один из которых сообщен с выходом из осевого многоступенчатого компрессора (см. патент ФРГ 1941873, MПК 7 F 02 C 7/18, 11.03.1971).

Однако и в этой системе не обеспечивается эффективное охлаждение подшипниковых опор из-за высокой температуры охлаждающего воздуха.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения подшипниковой опоры за счет снижения тепловых напряжений.

Указанный технический результат достигается тем, что система охлаждения подшипниковой опоры содержит экран, установленный под камерой сгорания и состоящий из трех коаксиально расположенных обечаек, образующих внутренний и наружный кольцевые каналы для прохода охлаждающего воздуха. С выходом из компрессора сообщен наружный канал, а внутренний канал подключен к промежуточной ступени компрессора. Наружная и промежуточная обечайки, образующие наружный канал, в выходной части выполнены с зигами, расположенными напротив друг друга с выступанием в сторону камеры сгорания. В центральной части обечайки соединены между собой посредством перегородки с отверстиями для прохода охлаждающего воздуха.

Изобретение поясняется чертежом, на котором представлен общий вид системы охлаждения подшипниковой опоры газотурбинного двигателя.

Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя содержит экран, установленный в зоне камеры 1 сгорания и состоящий из трех коаксиально расположенных обечаек 2, 3 и 4, образующих внутренний и наружный кольцевые каналы 5 и 6 для прохода охлаждающего воздуха (причем наружный канал 6 сообщен с выходом компрессора 7), а внутренний канал 5 подключен к промежуточной ступени компрессора 7 (не показана).

Наружная 4 и промежуточная 3 обечайки, образующие наружный канал 6, в выходной части выполнены с зигами 8, расположенными напротив друг друга с выступанием в сторону камеры сгорания 1. В центральной части обечайки 3 и 4 соединены между собой посредством перегородки 9 с отверстиями 10 для прохода охлаждающего воздуха.

Система охлаждения подшипниковой опоры работает следующим образом.

Охлаждающий воздух отбирается из компрессора 7, подается в наружный канал 6. Воздух с более низкой температурой, отбираемый от промежуточной ступени компрессора 7, подается во внутренний канал 5.

Для выравнивания тепловых расширений в осевом направлении на наружной 4 и средней 3 обечайках выполнены зиги 8, а для повышения устойчивости обечаек наружная 4 и промежуточная 3 обечайки соединены перегородкой 9 с отверстиями 10, через которые проходит охлаждающий воздух.

При работе двигателя из зоны горения в жаровой трубе излучается большой тепловой поток, который лучит непосредственно на стенки подшипниковой опоры, что приводит к короблению и потере геометрических размеров. Перегрев стенок подшипниковой опоры приводит к ухудшению свойств масла и отложения кокса.

Такое выполнение системы охлаждения стенок подшипниковой опоры позволяет получить высокую эффективность ее охлаждения, обеспечивая необходимую температуру в масляной полости в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя.

Формула изобретения

1. Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя, содержащая экран, установленный под камерой сгорания и состоящий из трех коаксиально расположенных обечаек, образующих внутренний и наружный кольцевые каналы для прохода охлаждающего воздуха, один из которых сообщен с выходом из осевого многоступенчатого компрессора, отличающаяся тем, что с выходом из компрессора сообщен наружный канал, а внутренний канал подключен к промежуточной ступени компрессора.

2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что наружная и промежуточная обечайки, образующие наружный канал, в выходной части выполнены с зигами, расположенными напротив друг друга с выступанием в сторону камеры сгорания, а в центральной части обечайки соединены между собой посредством перегородки с отверстиями для прохода охлаждающего воздуха.

РИСУНКИ

Рисунок 1