ТУРБОХОЛОДИЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ОТСЕКОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 1968 года по МПК F25B11/00 F25B11/02 B64C27/00 

Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к турбохолодильным установкам, предназначенным для работы при повышенных темпсратурах окружающей среды.

Известные турбохолодильные установки, содержащие воздухо-воздушный радиатор, вихревую трубку и турбохолодильник с ротором, опирающимся на подшипники качения, не обеспечивают устойчивого теплоотвода от подщипников, в особенности при повыщенных температурах окружающей среды, что вызывает понижение надежности и долговечности установки.

В описываемой турбохолодильной установке вихревая трубка установлена параллельно с турбиной турбохолодильника и соединена холодным концом с подшипниковым узлом турбохолодильника, а горячим концом - с полостью входа забортного воздуха в радиатор. .Это позволяет расширить диапазон рабочих температур и повысить надежность установки.

На чертеже показана принципиальная схема предлагаемой турбохолодильной установки.

Она состоит из воздухо-воздущного радиатора J, трубопровода 2j линии 3, улитки 4 турбииы турбохолодильника 5, вихревой трубки 6, трубопровода 7 и линий 8 и 9. Трубка 6 установлена параллельно с турбиной Турбохолодильника и соединена холодным концом трубопроводом 10 с подшипниковым узло.м турбохолодильпика 5, а горячим кондом - с полостью входа в радиатор / через линию 9. Установка работает следующим образом.

Воздух от компрессора двигателя поступает через трубопровод 2 к радиатору /, откуда после предварительного охлал дения проходит

по линии 3 в улитку 4 турбины. После расширения в турбине охлажденный до температуры 10-v-20°C воздух подается в отсек ca: ioлета. Отвод воздуха к -вихревой трубке 6 производится через трубопровод 7. Воздух, прошедший через охлаждающие каналы, поступает в линию 8 и далее - во входной патрубок радиатора / в зону выхода кабинного воздуха из радиатора.

Охлажденный в трубке 6 воздух поступает через трубопровод 10 к подщипниковому узлу турбохолодильника 5, вследствие чего обеспечивается устойчивое охлал ;девие подщипников

турбохолодильника и надежность работы установки в широком диапазоне температур. Иагретый воздух от вихревой трубки поступает по линии 9 в зону входа кабинного воздуха в радиатор, где используется для предПредмет изобретения

Турбохолодильная установка для охлаждения отсеков летательного анпарата, содержащая воздухо-воздушный радиатор, вихревую трубку и турбохолодильник с ротором, опирающимся на подшипники качения, отличающаяся тем, что, с целью расширения диапазона

раоочих температур и повышения надежности установки, в ней вихревая трубка установлена параллельно с турбиной турбохолодильника и соединена холодным концом с подшипниковым узлом турбохолодильника, а горячим конщом - с полостью входа забортного воздуха в радиатор.