SU732567A2 - Система охлаждени - Google Patents

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности, к двигателестроению, а именно к системам охлаждения двигателей внутреннего сгорания с газотурбинным наддувом.

По основному авт. св. № 603759 из- ⁵ вестна система охлаждения наддувочного воздуха для двигателей внутреннего сгорания с турбокомпрессором наддува, содержащая промежуточный воздуховоздуш- _fQ ный холодильник с просасывающим вентилятором; воздушную турбину, установленную во впускном трубопроводе двигателя и кинематически связанную с вентилятором, и байпасный трубопровод с регупи— ₁₅ руемым запорным органом, подключенный к впускному трубопроводу между входом и выходом воздушной турбины, причем воздушная турбина размещена в воздухозаборном участке впускного трубопрово- jq да перед турбокомпрессором [1] .

При таком размещении воздушной турбины на ее привод расходуется определенная часть мощности двигателя. Это объясняется тем, что перед турбиной турбокомпрессора необходимо повышать давление газов для подвода дополнительной работы с компрессору агрегата наддува и эта работа расходуется на просасывание воздуха через воздушную турбину. При этом давление на выходе из компрессора остается неизменным и наблюдается некоторое снижение мощности поршневой части двигателя и ухудшение экономических показателей всей комбинированной установки.

Целью изобретения является повышение эффективности системы длч охлаждения воздушного заряда путем уменьшения затрат мощности на привод воздушной турбины.

Указанная цель достигается тем, что турбокомпрессор и воздушная турбина выполнены с осерадиальными крыльчатками, лопатки которых ориентированы в противоположных направлениях, и отношение расстояния от торна крыльчатки воздушной турбины до торца крыльчатки турбокомп рессора к. шагу лопаток последней лежит в пределах (1,0-3,0).

При таком исполнении системы охлаждения воздушная турбина создает на входе в компрессор перед рабочим колесом _s закрутку потока по направлению вращения колеса. При этом имеется возможность снизить затраты мощности на привод компрессора и требуемую мощность турбины в результате снижается давление на вхо- ю де в турбину и уменьшаются потери на насосные хода поршневой части двигателя.

На фиг. 1 изображен вариант системы для охлаждения заряда воздуха; на фиг. 2' '5 взаимное расположение торцов крыльчаток воздушной турбины и компрессора.

Система охлаждения заряда воздуха содержит промежуточный воздухо-воздушный холодильник 1, например трубчато- 20 пластинчатого типа, снабженный защитным кожухом 2 с просасывающим вентилятором 3, кинематически связанным с воздушной турбиной 4, например радиального типа. Холодильник 1 установлен во ²⁵ впускном трубопроводе 5 двигателя 6, в котором установлен также компрессор 7 турбокомпрессора 8 наддува двигателя 6. В воз .пухозаборном участке 9 турбокомпрессора 8 установлен воздухоочиститель ³⁰ 10, за которым установлена воздушная турбина 4 и байпасный трубопровод 11с регулируемым запорным органом 12, например дроссельной заслонкой, при помощи которого регулируется расход воздуха ³через турбину 4. Торец крыльчатки 13 воздушной турбины 4 расположен относительно торца крыльчатки 14 компрессора 7 турбокомпрессора 8 таким образом, что направление вращения крыльчатки компрес-⁴⁰ сора 7, показанное стрелкой А, противоположно направлено вращению воздушной турбины 4, показанное стрелкой Б. Закрутка потока'(окружная составляющая скорости) С^ц противоположна направле- ⁴⁵ нию вращения крыльчатки компрессора 7 (стрелка А); t-шаг лопаток турбины;

g —расстояние между торцами крыльчаток турбины 4 и компрессора 7; ^С1а — скорость потока на входе, в компрессор 7; 5®

Θ - угол закрутки.

Система работает следующим образом.

Из атмосферы воздух через фильтр 10 поступает в воздушную турбину 4, при помощи которой приводится во вращение вентилятор 3 системы охлаждения наддувочного воздуха. После турбины 4 воздух поступает в компрессор 7 турбокомпрессора 8, где он сжимается до требуемого давления. После компрессора 7 воздух поступает в промежуточный холодильник 1, а затем во впускной трубопровод 5 двигателя 6.

При этом выход из крыльчатки турбины 4 находится непосредственно на входа в компрессор 7, причем отношение расстояния от торца крыльчатки 13 воздушной турбины и до торца крыльчатки 14 компрессора 7 турбокомпрессора 8 к шагу лопаток воздушной турбины 4 лежит в пределах g|i = 1,0-3,0, иначе влияние закрутки сказываться не будет. При этом для уменьшения работы, подводимой от турбины, закрутка имеет направление обратное вращению компрессора 7, указанное стрелкой А. Таким образом за счет подобной установки турбины и при ориентации лопаток 13 турбины 4 в сторону, противоположную лопаткам 14, компрессора 7 турбокомпрессора 8 можно повысить экономичность системы для охлаждения воздушного заряда путем уменьшения затрат мощности на привод воздушной турбины.

Использование изобретения позволит повысить эффективность системы охлаждения наддувочного воздуха форсированного двигателя за счет предварительной закрутки потока на входе в компрессор и снижения модности на его привод.

Claims (1)

1. Изобретение относитс  к машиностроению , в частности, к двигатепестроению, а именно к системам охлаждени  двигателей внутреннего сгорани  с газотурбин ным наддувом. По основному авт. св. № 603759 известна система охлаждени  наддувочного воздуха дл  двигателей внутреннего сгорани  с турбокомпрессором наддува, содержаща  промежуточный воздуховоздушный холодильник с просасывающим вентил тором; воздушную турбину, установленную во впускном трубопроводе двигател  и кинематически св занную с вентил тором , и байпасный трубопровод с регулируемым запорным органом, подключенный к впускному трубопроводу между входом и выходом воздушной турбины, причем воздушна  турбина размещена в воздухозаборном участке впускного трубопрово да перед турбокомпрессором l . При таком размещении воздушной турбины на ее привод расходуетс  определенна  часть мощности двигател . Это объ сн етс  тем, что перюд турбиной турбокомпрессора необходимо повышать давление газов дл  подвода дополнительной работы с компрессору агрегата наддува и эта работа расходуетс  на просасыванне воздуха через воздушную турбину. При этом давление на выходе из компрессора остаетс  неизменным и наблюдаетс  некоторое снижение мощности поршневой части двигател  и ухудшение экономических показателей всей комбинированной установки. Целью изобретени   вл етс  повышение эффективности системы дл  охлаждени  воздушного зар да путем уменьшени  затрат мощности на привод воздушной турбины . Указанна  цель достигаетс  тем, что турбокомпрессор и воздушна  турбина выполнены с осерадиальными крыльчатками, лопатки которых ориентированы в противоположных направлени х, и отношение рассто ни  от торца крыльчатки воздушной турбины до торца крыльчатки турбокомпрессора к. шагу лопаток последней лежит в пределах (1,0-3,0). При таком исполнеш1и системы охлаждени  воздушна  турбина на входе в компрюссор перед р бочим колесом закрутку потока по ншраипению вращени  колеса. При этом имеетс  возможность снизить затраты мощ}юсти на привод ком рессора и требуемую мощность турбины в результате снижаетс  давление на входе в турбину и уменьшаютс  потери на насосные хода поршневой части двигател . На фиг. I изображен вариант системы дл  охлаждени  зар да воздуха} на фиг, 2- 5 взаимное расположе1шв торцов крыльчаток воздушной турбины и компрессора. . Система охлаждени  зар да воздуха содержит промежуточный воздухо-воздушный холодильник 1, например трубчатопластинчатого типа, снабженный защитным кожухом 2 с просасывающим вентил тором 3, кинематически св занным с воздушной турбиной 4, нетример радиально го типа. Холодильник 1 установлен во впускном трубопроводе 5 двигател  6, в котором установлен также компрессор 7 турбокомпрессора 8 наддува двигатеп  6. В воз,аухозаборном участке 9 турбокомпрессора 8 установлен воздухоочиститепь Ю, за которым установлена воздушна  турбина 4 и байпасный трубопровод 11 с регулируемым запорным органом 12, например дроссельной заслонкой, при помощи которого регулируетс  расход воздухй через турбину 4. Торец крыльчатки 13 возд шной турбины 4 расположен относительно торца крыльчатки 14 компрессора 7 турбокомпрессора 8 таким образом, чт направление вращени  крыльчатки компре сора 7, показанное стрелкой А, противоположно направлено вращению воздушной турбины 4, показанное стрелкой Б. Закрутка потока (окружна  составл юща  скорости) , противоположна направлению вращени  крыльчатки компрессора 7 (стрелка А); -Ь-шаг лопаток турбины; g -рассто ние между торцами крыльчаток турбины 4 и компрессора 7; С, - скорость потока на входе, в компрессор 7; в - угол закрутки. Система работает следукщим образом Из атмосфер. воздух через фил$1тр 10 поступает, в воздушную турбину 4, при 7 74 помощи которой приводитс  во вращение вe тил тop 3 анстемы охлаждени  наддувочного воздзха. После турбины 4 воздух поступает в компрессор 7 турбокомпрессора 8, где он сжимаетс  до требуемого давлени . После компрессора 7 воздух поступает в промежуточный холодильник 1, а затем во впускной трубопровод 5 двигател  6. При этом выход из крыльчатки турбины 4 находитс  непосредственно на входа в компрессор 7, причем отношение рассто ни  от торца крыльчатки 13 воздушной турбины и до торца крыльчатки 14 компрессора 7 турбокомпрессора 8 к шагу лопаток воздушной турбины 4 лежит в приделах g|i 1,0-3,0, иначе вли ние закрутки сказыватьс  не будет. При этом дл  уменьшени  работы, подводимой от турбины, закрутка имеет направление обратное вращению компрессора 7, указанное стрелкой А. Таким образом за счет подобной установки турбины и при ориентации лопаток 13 турбины 4 в сторону, противоположную лопаткам 14, компрессора 7 турбокомпрессора 8 можно повысить экономичность системы дл  охлаждени  воздушного зар да путем уменьшени  затрат мощности на привод воздушной турбины. Использование изобретени  позволит повысить эффективность системы охлаждени  наддувочного воздуха форсированного двигател  за счет предварительной закрутки потока на входе в компрессор и снижени  мощности на его привод. Формула изобретени  Система охлаждени  по авт. св. N 603759 отличающа с  тем, что, с целью повышени  эффективности , турбокомпрессор и воздушна  турбина выполнены с осерадиальными крыльчатками , лопатки которых ориент юваны в противоположных направлени х, и отношение рассто ни  от торца крыльчатки воздушной турбины до торца крыльчатки турбокомпрессора к шагу лопаток последней лежит в пределах (1,3-3,О), Источники информации, прин тые во внимание при экспертизе 1. Авторское свидетельство СССР № 603759, кл. F01 Р 1/06, 1978.