Охлаждение масляного контура турбинного двигателя - RU2017133603A
Код документа: RU2017133603A
Формула
1. Турбинный двигатель (1), такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель летательного аппарата, содержащий по меньшей мере один масляный контур (8) и охлаждающие средства (16) для охлаждения масла в указанном контуре (8), причем охлаждающие средства (16) содержат контур (17) хладагента, в котором выполнены первый теплообменник (18), обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и воздухом и образующий конденсатор, второй теплообменник (19), обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и маслом в масляном контуре и образующий испаритель, редуктор (20) давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника (18) и выше по потоку от второго теплообменника (19) в направлении потока хладагента, и компрессор (21), установленный ниже по потоку от второго теплообменника (19) и выше по потоку от первого теплообменника (18), отличающийся тем, что охлаждающие средства (16) содержат первые регулирующие средства (31, 29, 30, 21, 24), выполненные с возможностью регулирования давления хладагента, поступающего в первый теплообменник (18).
2. Турбинный двигатель (1) по п. 1, отличающийся тем, что он содержит вторые регулирующие средства (31, 24, 28, 33), выполненные с возможностью регулирования расхода хладагента, поступающего в первый теплообменник (18).
3. Турбинный двигатель (1) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что компрессор (21) представляет собой турбокомпрессор, содержащий роторы, образованные вращающимися винтами (28).
4. Турбинный двигатель (1) по п. 3, отличающийся тем, что первые регулирующие средства содержат подвижный ползун (29), выполненный с возможностью регулирования его положения относительно роторов (28) компрессора (21), при этом давление хладагента на выходе компрессора (21) зависит от положения указанного ползуна (29), при этом первые регулирующие средства содержат средства (30) для управления положением указанного ползуна (29).
5. Турбинный двигатель (1) по п. З или 4, отличающийся тем, что вторые регулирующие средства содержат средства (31, 24) для управления скоростью вращения роторов (28) компрессора (21).
6. Турбинный двигатель (1) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что компрессор (21) представляет собой центробежный компрессор, содержащий ротор, скорость вращения которого определяет давление хладагента на выходе компрессора (21).
7. Турбинный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что первые регулирующие средства содержат средства (31, 24) для управления скоростью вращения ротора.
8. Турбинный двигатель по п. 6 или 7, отличающийся тем, что вторые регулирующие средства содержат диафрагму (33) с изменяемым сечением, расположенную ниже по потоку от указанного центробежного компрессора (21), и средства (31) для управления сечением указанной диафрагмы (33).
9. Турбинный двигатель по п. 5 или 7, отличающийся тем, что указанные средства для управления скоростью вращения по меньшей мере одного ротора компрессора (21) содержат электрический мотор (24), управляемый вычислительным устройством (31).
10. Турбинный двигатель (1) по любому из пп. 2-9, отличающийся тем, что он содержит вычислительные средства, выполненные с возможностью определения
необходимой скорости вращения винтов (28) турбокомпрессора (21) или необходимой скорости вращения ротора центробежного компрессора (21) и/или
необходимого сечения диафрагмы (33) или необходимого положения ползуна (29) двухвинтового турбокомпрессора (21),
в зависимости от
входных параметров, в частности, таких как температура воздуха снаружи турбинного двигателя, характеристики компрессора (21), температура масла в определенной точке масляного контура (8), скорость вращения ротора или винтов (28) компрессора (21), сечение диафрагмы (33) или положение ползуна (29),
температуры масла, которая должна поддерживаться в масляном контуре (8), и/или
математической модели охлаждающих средств (16).
11. Охлаждающая система (16) для охлаждения текучей среды в контуре горячей текучей среды авиационного турбинного двигателя (1), содержащая контур (17) хладагента, содержащий
первый теплообменник (18), образующий конденсатор и обеспечивающий возможностью теплообмена между хладагентом и воздухом,
второй теплообменник (19), образующий испаритель и обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и текучей средой в контуре горячей текучей среды, и
компрессор (21), установленный ниже по потоку от второго теплообменника (19) и выше по потоку от первого теплообменника (18) в направлении потока хладагента, и редуктор (20) давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника (18) и выше по потоку от второго теплообменника (19),
причем указанная охлаждающая система (16) содержит первые регулирующие средства (31, 29, 30, 21, 24), выполненные с возможностью регулирования давления хладагента, поступающего в первый теплообменник (18),
при этом текучая среда в контуре горячей текучей среды представляет собой масло для смазки систем турбинного двигателя (1).
12. Охлаждающая система по п. 11, в которой редуктор (20) давления встроен в трубопровод (34) контура (17) хладагента, соединяющий первый теплообменник (18) со вторым теплообменником (19), и выполнен в виде местного сужения проходного сечения указанного трубопровода (34).
