СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ПОДШИПНИКОВ ТУРБИН ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
COOLING SYSTEM OF BEARINGS OF GAS TURBINE ENGINE TURBINES

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.