RU2587733C1 - Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке - Google Patents
Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке Download PDFInfo
- Publication number
- RU2587733C1 RU2587733C1 RU2015100122/06A RU2015100122A RU2587733C1 RU 2587733 C1 RU2587733 C1 RU 2587733C1 RU 2015100122/06 A RU2015100122/06 A RU 2015100122/06A RU 2015100122 A RU2015100122 A RU 2015100122A RU 2587733 C1 RU2587733 C1 RU 2587733C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ejector
- oil cooling
- cooling system
- oil
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей. Технический результат изобретения - создание автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, и максимальное использование поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. Эффективность эжекторной системы достигается применением шевронного сопла, соединенного с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей.
Газотурбинные энергоустановки находят все более широкое применение в современной авиации, в том числе из-за все возрастающей потребности в выработке электроэнергии на борту летательных аппаратов (для «электрических» самолетов). Электрогенераторы имеют масляное охлаждение.
Решение проблемы сброса тепла в количестве 20…60 кВт с применением воздушно-масляных теплообменников и продувкой от вентиляторов с напорностью 4000…7000 Па является достаточно затратным (по потребным мощностям и габаритам вентиляторов). Вторая проблема - существенное снижение напорности и расхода в высотных условиях эксплуатации (H>8000 м). Кроме вышеуказанного следует учесть, что вентилятор является устройством повышенной опасности из-за наличия в конструкции узла с высокой кинетической энергией (лопасти вентилятора в случае их обрыва).
Возможным решением вышеназванных проблем является применение эжекторной системы охлаждения, которая характеризуется меньшей зависимостью от высотности эксплуатации, компактностью, отсутствием вращающихся роторов, эффективностью.
Эжекторные устройства широко используются в авиационных изделиях, например в соплах газотурбинных двигателей для увеличения тяги.
Наиболее близким аналогом (прототипом) является система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя по патенту RU 2131380. Эжектор находится вблизи входа в выхлопное сопло, куда поступает газ из сопла двигателя. Выходное сечение сопла - в основании хвостовой части самолета.
Из патента RU 2131380 видно, что схема конструктивно привязана к конкретному месту на борту летательного аппарата (в хвостовой части самолета), а также существует необходимость наличия воздуховпускного отверстия с диффузором.
В основе изобретения лежит задача создания автономной эжекторной системы охлаждения масла, которая конструктивно независима от условий расположения в отсеке летательного аппарата, максимального использования поверхности контура двигательного сопла для увеличения эффекта эжекции. При этом эжекторная система охлаждения масла является компактной.
Поставленная задача решается тем, что в эжекторной системе охлаждения масла применено шевронное сопло с умеренной конфузорностью для увеличения коэффициента эжекции с прокачкой охлаждающего воздуха через воздушно-масляные радиаторы, установленные на трапециевидном патрубке.
Преимущество изобретения состоит в том, что конструкция независима от места расположения в отсеке летательного аппарата. Эффективность эжекторной системы достигается использованием шевронного сопла с умеренной конфузорностью и патрубка воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы, что приводит к снижению аэродинамического сопротивления и дает возможность максимального использования контура двигательного шевронного сопла для увеличения эффекта эжекции.
Пример выполнения изобретения схематично изображен на чертежах, где
на фигуре 1 показана функциональная схема эжекторной системы охлаждения масла,
на фигуре 2 показан вид эжекторной системы со стороны сопла.
Эжекторная система охлаждения масла состоит из шевронного сопла 2, соединенного с выходом из турбины 1, оболочки наружного контура 3, трапециевидного патрубка 6 с фланцем крепления воздушно-масляного радиатора 4 и камеры смешения 5 воздушного потока охлажденного воздуха струей горячих газов.
Эжекторная система охлаждения масла работает по принципу струйного насоса за счет использования кинетической энергии струи выхлопных газов, проходящих через шевронное сопло для создания всасывающего потока охлаждающего воздуха через воздушно-масляные радиаторы с последующим смешением с потоком горячих газов в камере смешения.
Claims (1)
- Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке, содержащая шевронное сопло, соединенное с выходом из турбины, через которое проходит струя выхлопных газов, и патрубок воздушно-масляного радиатора трапециевидной формы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015100122/06A RU2587733C1 (ru) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015100122/06A RU2587733C1 (ru) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2587733C1 true RU2587733C1 (ru) | 2016-06-20 |
Family
ID=56132337
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015100122/06A RU2587733C1 (ru) | 2015-01-13 | 2015-01-13 | Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2587733C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU118364A1 (ru) * | 1958-07-11 | 1958-11-30 | С.И. Елисеев | Устройство дл охлаждени воздушно-масл ных радиаторов и др. агрегатов самолетов с турбовинтовыми двигател ми |
| US4504030A (en) * | 1982-12-06 | 1985-03-12 | United Technologies Corporation | Cooling means |
| SU1804042A1 (ru) * | 1991-03-28 | 1994-01-15 | Киевский механический завод им.О.К.Антонова | Система охлаждения теплообменника двигателя |
| RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
| US6360528B1 (en) * | 1997-10-31 | 2002-03-26 | General Electric Company | Chevron exhaust nozzle for a gas turbine engine |
-
2015
- 2015-01-13 RU RU2015100122/06A patent/RU2587733C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU118364A1 (ru) * | 1958-07-11 | 1958-11-30 | С.И. Елисеев | Устройство дл охлаждени воздушно-масл ных радиаторов и др. агрегатов самолетов с турбовинтовыми двигател ми |
| US4504030A (en) * | 1982-12-06 | 1985-03-12 | United Technologies Corporation | Cooling means |
| SU1804042A1 (ru) * | 1991-03-28 | 1994-01-15 | Киевский механический завод им.О.К.Антонова | Система охлаждения теплообменника двигателя |
| RU2131380C1 (ru) * | 1996-05-15 | 1999-06-10 | Даймлер-Бенц Эйроспейс Эйрбас ГмбХ | Эжекторная система масляного охлаждения для вспомогательного авиационного двигателя |
| US6360528B1 (en) * | 1997-10-31 | 2002-03-26 | General Electric Company | Chevron exhaust nozzle for a gas turbine engine |
| RU2213240C2 (ru) * | 1997-10-31 | 2003-09-27 | Дженерал Электрик Компани | Шевронное выхлопное сопло |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6496704B2 (ja) | 熱管理システム | |
| CN109477434B (zh) | 用于冷却在燃气涡轮发动机内的部件的系统和方法 | |
| US9429072B2 (en) | Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction | |
| US10260371B2 (en) | Method and assembly for providing an anti-icing airflow | |
| US9611744B2 (en) | Intercooled compressor for a gas turbine engine | |
| US20160115864A1 (en) | Conformal surface heat exchanger for aircraft | |
| EP2628934A2 (en) | Thermoelectric generator in turbine engine nozzles | |
| CN108868898B (zh) | 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法 | |
| US10443398B2 (en) | Turbine blade | |
| US10830051B2 (en) | Engine component with film cooling | |
| RU2631847C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы | |
| JP5856711B2 (ja) | 航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリ及び航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリを組み付ける方法 | |
| US11208901B2 (en) | Trailing edge cooling for a turbine blade | |
| US20220412675A1 (en) | Heat exchanger comprising a baffle wall with hollow turbulence generators | |
| CN101539066A (zh) | 喷雾液体到热壁上蒸发与喷气发动机和蒸汽机复合发动机 | |
| RU2587733C1 (ru) | Эжекторная система охлаждения масла в энергетической установке | |
| US11085312B2 (en) | Aircraft incorporating a thrust recovery system using cabin air | |
| CN108266273A (zh) | 一种发动机散热装置及无人机 | |
| RU2018107115A (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
| RU2439376C1 (ru) | Биротативный винтовентилятор газотурбинного двигателя | |
| RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| Kabeel et al. | The infrared suppression and cooling by utilizing ejectors | |
| US11815015B2 (en) | Gas turbine system and moving body including the same | |
| RU2347914C1 (ru) | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2439347C1 (ru) | Газотурбинный двигатель с задним расположением винтовентилятора |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170114 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20191224 |