RU2213875C1 - Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2213875C1 RU2213875C1 RU2002104470A RU2002104470A RU2213875C1 RU 2213875 C1 RU2213875 C1 RU 2213875C1 RU 2002104470 A RU2002104470 A RU 2002104470A RU 2002104470 A RU2002104470 A RU 2002104470A RU 2213875 C1 RU2213875 C1 RU 2213875C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling air
- compressor
- combustion chamber
- cooling
- channel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Mounting Of Bearings Or Others (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (2)
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.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002104470A RU2213875C1 (ru) | 2002-02-21 | 2002-02-21 | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002104470A RU2213875C1 (ru) | 2002-02-21 | 2002-02-21 | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2213875C1 true RU2213875C1 (ru) | 2003-10-10 |
Family
ID=31988837
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002104470A RU2213875C1 (ru) | 2002-02-21 | 2002-02-21 | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2213875C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181987U1 (ru) * | 2018-02-01 | 2018-07-31 | Ао "Вникти" | Система для охлаждения опоры подшипников газотурбинного двигателя при его аварийной остановке |
| RU2679573C1 (ru) * | 2018-02-16 | 2019-02-11 | Валерий Николаевич Сиротин | Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя |
-
2002
- 2002-02-21 RU RU2002104470A patent/RU2213875C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| СКУБАЧЕВСКИЙ Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1981, с.162, рис.5.55. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181987U1 (ru) * | 2018-02-01 | 2018-07-31 | Ао "Вникти" | Система для охлаждения опоры подшипников газотурбинного двигателя при его аварийной остановке |
| RU2679573C1 (ru) * | 2018-02-16 | 2019-02-11 | Валерий Николаевич Сиротин | Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2376810C (en) | Gas turbine combustor having bypass passage | |
| US10012106B2 (en) | Enclosed baffle for a turbine engine component | |
| US10907490B2 (en) | Turbine rotor coolant supply system | |
| US4141213A (en) | Pilot flame tube | |
| US4901522A (en) | Turbojet engine combustion chamber with a double wall converging zone | |
| RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
| US5765376A (en) | Gas turbine engine flame tube cooling system and integral swirler arrangement | |
| EP3032176B1 (en) | Fuel injector guide(s) for a turbine engine combustor | |
| US6711900B1 (en) | Combustor liner V-band design | |
| EP1741982A2 (en) | Igniter tube and method of assembling same | |
| US5160241A (en) | Multi-port air channeling assembly | |
| EP3018418B1 (en) | Combustor wall with aperture body with cooling circuit | |
| JP2008286199A (ja) | タービンエンジンを冷却する方法及び装置 | |
| JP6828172B2 (ja) | マイクロチャネル冷却を備えた燃料ノズル組立体 | |
| JP2009085222A (ja) | タービュレータ付き後端ライナアセンブリ及びその冷却方法 | |
| JP2017096267A (ja) | 燃焼器壁部チャネル冷却システム | |
| JPH02218821A (ja) | タービンエンジン及び冷却方法 | |
| US9175604B2 (en) | Gas turbine engine with high and intermediate temperature compressed air zones | |
| EP1350018B1 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
| CA2936180A1 (en) | Multiple spoke cooling system and method | |
| EA002319B1 (ru) | Система сгорания газотурбинного двигателя | |
| EP3067622B1 (en) | Combustion chamber with double wall and method of cooling the combustion chamber | |
| CN109416180B (zh) | 用于涡轮发动机中的燃烧器组件及其装配方法 | |
| RU2213875C1 (ru) | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя | |
| US7360364B2 (en) | Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170222 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190717 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200514 Effective date: 20200514 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210222 |