×
10.07.2018
218.016.6f3c

СИСТЕМА И СПОСОБ ЭКСТРЕННОГО ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и, по меньшей мере, два независимых стартера, каждый из которых предназначен для запуска одного газотурбинного двигателя, при этом каждый стартер содержит турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом соответствующего газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера каждого стартера через один распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством. Описаны также летательный аппарат и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя. Технический результат изобретений – упрощение, повышение эффективности и экономичности. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к системе и способу экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, в частности вертолета.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В случае двухмоторного вертолета (FR 2967132 и FR 2967133), когда один из двигателей намеренно выключают, могут возникнуть критические ситуации. Действительно, этот режим рекомендован для минимизации расхода во время фаз поиска и полета на крейсерской скорости. В этом контексте могут возникнуть две исключительные ситуации, которые требуют экстренного повторного запуска выключенного двигателя:

- единственный работающий двигатель останавливается или по существу снижает обороты в результате неисправности или аварии; и

- условия полета непредвиденно ухудшаются, что требует возврата в режим полета на двух двигателях (например, при недостаточной высоте полета).

В настоящее время обычный запуск газотурбинного двигателя производят при помощи электрического стартера, питаемого от бортовой сети вертолета. Однако характеристики этой системы несовместимы с необходимостью экстренного повторного запуска. Возможна адаптация электрической системы, но она требует применения дорогой технологии, которая к тому же приводит к увеличению массы (синхронная машина с постоянными магнитами, силовая электроника и блок соответствующих батарей…).

Как правило, обычный цикл запуска дежурного двигателя длится около тридцати секунд, но это время может оказаться слишком долгим в зависимости от условий полета, например, на низкой высоте при по меньшей мере частичном отказе единственного активного двигателя. Если выключенный двигатель не запустить вовремя, может возникнуть проблема при посадке на неисправном двигателе.

В целом, экстренные ситуации, которые могут возникнуть в вышеуказанных условиях, требуют времени реагирования порядка нескольких секунд, чтобы обеспечить экстренный запуск или повторный запуск с достаточным запасом надежности.

Задачей настоящего изобретения является разработка простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы. Однако изобретение не ограничивается вышеупомянутым применением, и его можно использовать для обеспечения экстренного запуска газотурбинного двигателя любого типа летательного аппарата или вертолета, содержащего более двух двигателей, такого как трехмоторный вертолет.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В связи с этим изобретением предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и по меньшей мере один стартер, содержащий турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера.

Таким образом, изобретением предложена новая технология для обеспечения экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. В рамках этой технологии используют газогенератор на твердом ракетном топливе, который является относительно компактным и может быть легко интегрирован в газотурбинный двигатель или в летательный аппарат. Твердое ракетное топливо является энергетическим материалом, содержащим окисляющие (окислитель) и восстанавливающие (горючее) элементы, обеспечивающие за счет сгорания (окислительно-восстановительная реакция) генерирование высокоэнергетических газообразных продуктов сгорания. Согласно изобретению, энергетическим материалом является твердое ракетное топливо. Это ракетное топливо является, например, однородным или сложным ракетным топливом.

Система экстренного запуска на твердом ракетном топливе обладает высокой плотностью мощности и энергии по сравнению с электрическим аккумулятором и обеспечивает намного более короткое время действия. Кроме того, эта система является полностью автономной по отношению к электрической сети вертолета, в частности, если устройством воспламенения управляет вычислительное устройство газотурбинного двигателя.

При обнаружении экстренной ситуации вычислительное устройство активирует зажигание газогенератора. Газы, производимые газогенератором, приводят во вращение ротор турбины и, следовательно, вал привода вала газотурбинного двигателя.

Предпочтительно выход газов генератора соединен с входом турбины через распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством.

Согласно другому варианту выполнения изобретения, система содержит два независимых стартера, предназначенных для запуска двух газотурбинных двигателей независимо друг от друга. Выход газов генератора соединен с входом турбины каждого стартера.

Вычислительное устройство управляет вентилем таким образом, чтобы газы, получаемые при сгорании ракетного топлива, питали турбину стартера, связанного с газотурбинным двигателем, который необходимо экстренно запустить.

Предпочтительно выход турбины стартера или каждого стартера соединен с реактивным соплом. Это является преимуществом, так как в случае блокировки вращения ротора турбины газы, производимые газогенератором, проходят через ротор до реактивного сопла без риска взрыва турбины.

Турбина стартера или каждого стартера может содержать только одно колесо ротора. Например, турбина стартера выполнена с возможностью производства средней мощности 40-50 кВт за промежуток времени около 3 с. В случае, когда требуется более высокая производительность, турбину можно соответствующим образом оптимизировать, и она может, например, содержать более одной ступени.

Предпочтительно вал, вращаемый турбиной, соединен с колесом свободного хода, выполненным с возможностью передачи приводного крутящего момента, только когда он поступает от стартера. Таким образом, ротор турбины стартера не приводится во вращение валом газотурбинного двигателя во время его работы, что гарантирует оптимальный срок службы стартера. В варианте вал, вращаемый турбиной, может быть соединен с валом газотурбинного двигателя напрямую или через средства трансмиссии, выполненные с возможностью передачи приводного крутящего момента, когда он поступает от одного или другого из валов стартера и газотурбинного двигателя. Вал, вращаемый турбиной, может быть связан с валом газотурбинного двигателя через коробку приводов агрегатов.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, такой как вертолет, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель и по меньшей мере одну вышеупомянутую систему запуска.

Летательный аппарат может содержать по меньшей мере два газотурбинных двигателя, при этом каждый газотурбинный двигатель связан с независимой системой запуска или с общей системой запуска, содержащей один стартер на каждый газотурбинный двигатель и общий газогенератор.

Объектом настоящего изобретения является также способ экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата при помощи описанной выше системы, отличающийся тем, что вычислительное устройство активирует устройство воспламенения сразу при обнаружении ситуации экстренного запуска.

ОПИСАНИЕ ФИГУР

Изобретение, его другие особенности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает вид двухмоторного вертолета, оснащенного заявленной системой экстренного запуска;

Фиг. 2 - вид заявленной системы экстренного запуска с осевым разрезом стартера этой системы;

Фиг. 3 и 4 изображают аналогичную фиг. 1 версию выполнения изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

На фиг. 1 и 2 представлен пример выполнения изобретения, которое в данном случае применяют для двухмоторного вертолета 10, содержащего два газотурбинных двигателя 12, приводящих во вращение ротор винта 14 через главную трансмиссионную коробку 16.

Каждый газотурбинный двигатель оснащен стартером 18, который входит в состав заявленной системы 20 экстренного запуска (фиг.2), то есть система 20 содержит в данном случае два стартера 18.

Система 20 содержит также газогенератор 22 на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство 24 воспламенения твердого ракетного топлива, распределительный вентиль 26, соединяющий выход газов генератора со стартерами 18, и вычислительное устройство 28, связанное с устройством 24 воспламенения и с вентилем для их управления.

В данном случае газогенератор 22 содержит корпус вытянутой цилиндрической формы, содержащий один или несколько зарядов твердого ракетного топлива, адаптированных для соблюдения необходимого расхода газа генератора, причем это корпус служит камерой сгорания. Следует отметить, что необходимый расход можно получить за счет соответствующего выбора формы заряда и/или за счет полного или частичного ингибирования некоторых частей заряда.

После воспламенения поверхности заряда ракетного топлива поверхность заряда горит и увеличивается, производя газообразные продукты сгорания под высоким давлением в соответствии с необходимым расходом, регулируемым за счет формы и ингибирования заряда. Газы проходят на выход генератора. Температура горения внутри генератора 22 обычно находится в интервале [1400K, 2700K].

Устройство 24 воспламенения электрически управляется вычислительным устройством 28 и предназначено для активации горения ракетного топлива по соответствующему сигналу, передаваемому вычислительным устройством 28.

Распределительный вентиль 26 является, например, трехходовым вентилем и содержит входной канал, соединенный с выходом генератора 22 (стрелка 30), и два выходных канала, соединенных соответственно со стартерами 18 (стрелки 32). Вентиль выполнен таким образом, что входной канал может быть соединен только с одним из выходных каналов, чтобы система 20 в соответствии с изобретением могла экстренно запустить только один газотурбинный двигатель за один раз. Входной канал гидравлически сообщается с одним или другим из выходных каналов в зависимости от сигнала, передаваемого вычислительным устройством 28.

Вычислительное устройство 28 является электронным блоком управления, который обычно используют в области авиации. Когда оно обнаруживает экстренную ситуацию, оно активирует распределительный вентиль 26 и устройство 24 воспламенения, чтобы обеспечить питание стартера 18 запускаемого газотурбинного двигателя газами, производимыми при сгорании твердого ракетного топлива.

Пример выполнения стартера 18 схематично показан в осевом разрезе на фиг. 2. Он в основном содержит вал 34, на котором установлено колесо 36 ротора турбины 38, например, сверхзвукового типа, при этом вал 34 направляется во вращении опорными подшипниками 40, установленными в картере 42 стартера. Картер 42 содержит радиальное отверстие 44, образующее вход турбины 38 и выходящее в кольцевую полость 46 питания турбины. Эта полость 46 может иметь постоянное сечение от входа к выходу или может, наоборот, иметь сечение, изменяющееся от входа к выходу.

Газообразные продукты сгорания, которые попадают в полость 46, расширяются и проходят через лопатки 48 колеса 36 (стрелки 50), что приводит к вращению колеса 36 и, следовательно, вала 34 вокруг его оси (стрелка 52). Затем газы выходят из турбины 38 через ее сопло и удаляются наружу (стрелки 50).

На входе турбины можно предусмотреть средства охлаждения для снижения температуры газообразных продуктов сгорания, например, до 600K. Кроме того, на входе турбины можно установить фильтр 53 для ограничения попадания твердых частиц в канал турбины.

Вал 34 предназначен для передачи пускового крутящего момента на вал 54, например, высокого давления, газотурбинного двигателя, с которым связан стартер 18. Передача этого момента может происходить напрямую, как схематично показано пунктирной линией 56, или через средства трансмиссии, такие как коробка 58 приводов агрегатов.

Однако предпочтительно передача крутящего момента между валом 34 и валом 54 или коробкой 58 приводов агрегатов происходит через колесо 60 свободного хода. Это колесо свободного хода схематично показано в виде диода, так как оно предназначено для передачи крутящего момента, если он поступает от вала 34, но не в случае, когда он поступает от вала 54. После запуска газотурбинного двигателя вал 34 перестает вращать вал 54.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 3, система запуска содержит только один стартер 118, следовательно система 120 экстренного запуска связана только с одним газотурбинным двигателем 112 и не содержит распределительного вентиля, поскольку выход газов генератора 122 напрямую соединен с входом турбины стартера.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 4, каждый газотурбинный двигатель 112 двухмоторного вертолета связан со своей системой 120 запуска, которая не зависит от другой системы 120. Каждая система 120 содержит генератор 122 и стартер 118.

В еще одном не показанном варианте изобретения система запуска может содержать более одного газогенератора на твердом ракетном топливе, например, в виде «пакета», при этом генераторы установлены параллельно и приводятся в действие со смещением во времени, чтобы регулировать общий расход горячих газов, питающих стартер.


СИСТЕМА И СПОСОБ ЭКСТРЕННОГО ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
СИСТЕМА И СПОСОБ ЭКСТРЕННОГО ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 296.
20.01.2018
№218.016.1534

Способ обнаружения неисправности вентиля в газотурбинном двигателе

Объектом изобретения является способ контроля вентиля в газотурбинном двигателе, при этом упомянутый вентиль производит переключение в ответ на команду (С), переданную в определенный момент (t), при этом упомянутый способ содержит этап (Е2) вычисления первой формы (S1) временного сигнала (S(t))...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002634993
Дата охранного документа: 08.11.2017
10.05.2018
№218.016.4274

Способ содействия обнаружению повреждения трубопровода турбореактивного двигателя

Объектом изобретения является способ обеспечения обнаружения повреждения трубопровода, при этом упомянутый трубопровод выполнен с возможностью доставки сжатого воздушного потока, отбираемого на выходе компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, до первого датчика давления и второго...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002649518
Дата охранного документа: 03.04.2018
10.05.2018
№218.016.48d7

Коробка приводов для авиационного газотурбинного двигателя

Коробка приводов содержит картер, образующий камеру для размещения смазываемых маслом вращающихся элементов, трубчатую муфту, соединяемую с вращающимися элементами и выполненную с возможностью приведения во вращение вала, а также средства сбора масла для смазки вращающихся элементов и доставки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002651004
Дата охранного документа: 18.04.2018
29.05.2018
№218.016.55d3

Способ и устройство контроля параметра ракетного двигателя

Изобретение относится к общей области аэронавтики, в частности оно относится к контролю ракетного двигателя. Способ содержит: этап (Е10) получения измерения контролируемого параметра, измеряемого датчиком и соответствующего рабочей точке двигателя, причем эту рабочую точку определяют по меньшей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654310
Дата охранного документа: 17.05.2018
09.06.2018
№218.016.5fe3

Способ изготовления мартенситно-стареющей стали

Изобретение относится к области металлургии и может быть использовано для изготовления стального слитка из мартенситно-стареющей стали. В способе осуществляют стадию изготовления методом вакуумной плавки переплавляемого электрода, содержащего от 0,2 до 3,0 мас.% титана и от 0,0025...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656899
Дата охранного документа: 07.06.2018
20.06.2018
№218.016.6424

Протяжка и способ протягивания пазов для деталей, таких как диски ротора турбины или диски компрессора турбомашины

Способ включает протягивание по меньшей мере одного паза (3) в детали, такой как диск (4) ротора турбины или диск компрессора турбомашины. При этом указанный паз (3) обрабатывают посредством протяжки (1), наклоненной под углом (α). Указанная протяжка (1) имеет шаг (Р) между зубьями, являющийся...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002657967
Дата охранного документа: 18.06.2018
25.06.2018
№218.016.66b1

Гибридное устройство отключения для электрической цепи

Изобретение относится к гибридному устройству (100; 500) отключения для электрической цепи. Устройство содержит статический компонент (101; 501) отключения и электромеханический компонент отключения, при этом статический компонент (101; 501) закреплен на держателе (110; 510), содержащем...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658349
Дата охранного документа: 20.06.2018
05.07.2018
№218.016.6ae5

Способ и устройство для изготовления композитной лопатки

Изобретение относится к способу изготовления композитной лопатки турбомашины, а также к устройству уплотнения, используемому в этом способе. Композитной лопаткой может быть лопатка, содержащая заготовку из нитей или волокон, выполненную посредством трехмерного тканья, и связующее, удерживающее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659995
Дата охранного документа: 04.07.2018
10.07.2018
№218.016.6ed7

Способ контроля степени коксования на уровне прокладок при помощи вала газогенератора

Объектом изобретения является способ контроля степени коксования на уровне динамических прокладок газотурбинного двигателя. Cпособ содержит этапы, на которых: во время фазы авторотации газотурбинного двигателя измеряют скорость вращения вала газогенератора и на основании изменения во времени...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660739
Дата охранного документа: 09.07.2018
12.07.2018
№218.016.700c

Контроль степени коксования на динамических уплотнениях посредством стартера

Изобретение относится к способу контроля степени коксования на динамических уплотнениях турбомашины, включающей в себя газогенератор, содержащий вращающийся вал и установленный на указанном валу форсуночный диск, форсуночный коллектор, динамические уплотнения, предназначенные для обеспечения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660989
Дата охранного документа: 11.07.2018
Показаны записи 1-10 из 23.
27.09.2015
№216.013.7f31

Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре турбомашины и диффузор для его осуществления

Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре (10) турбомашины заключается в обеспечении распределения воздуха через первую кольцевую решетку (G1) лопастей (24) с изменяемым углом установки. По краю решетки в радиальном направлении расположена вторая кольцевая решетка (G2)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002564158
Дата охранного документа: 27.09.2015
25.08.2017
№217.015.af1c

Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины

Изобретение направлено на то, чтобы устранить проблемы, связанные с большими габаритами, массами или с надежностью. С этой целью энергию рекуперируют в выхлопном сопле, преобразуют и утилизируют механическими или электрическими средствами. Пример конструкции турбомашины согласно изобретению...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002610872
Дата охранного документа: 17.02.2017
25.08.2017
№217.015.d038

Способ и система экстренного запуска установки генерирования энергии

Изобретение относится к аварийным стартерам, обеспечивающим реакцию указанного порядка величины, то есть в несколько секунд, и не имеющим недостатков, связанных с массой и с габаритами гидравлических или пневматических аварийных стартеров. Для этого настоящим изобретением предлагается...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002621190
Дата охранного документа: 01.06.2017
19.01.2018
№218.015.fffb

Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем силовых установок. Способ передачи энергии между вспомогательным (8) и основными двигателями (1) вертолета состоит в добавлении на некоторых этапах полета к мощности основных двигателей (1) мощности вспомогательного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002629621
Дата охранного документа: 30.08.2017
25.06.2018
№218.016.66b1

Гибридное устройство отключения для электрической цепи

Изобретение относится к гибридному устройству (100; 500) отключения для электрической цепи. Устройство содержит статический компонент (101; 501) отключения и электромеханический компонент отключения, при этом статический компонент (101; 501) закреплен на держателе (110; 510), содержащем...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658349
Дата охранного документа: 20.06.2018
29.06.2018
№218.016.690f

Устройство для подачи топлива в ракетный двигатель

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в ракетный двигатель. Устройство (10А, 10В) для подачи топлива в ракетный двигатель содержит по меньшей мере один топливный бак (10, 11), камеру (18) сгорания и подводящий трубопровод (12, 13), проходящий от бака (10, 11) к камере (18) сгорания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659112
Дата охранного документа: 28.06.2018
10.07.2018
№218.016.6edd

Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства

Изобретение относится к области турбинных двигателей. В двигателе, содержащем, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания, первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала, приводное устройство) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660730
Дата охранного документа: 09.07.2018
24.07.2018
№218.016.73e7

Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства

Изобретение относится к области турбинных двигателей и, конкретнее, к двигателю, содержащему по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания; первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала; приводное устройство для приведения в действие указанного первого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661984
Дата охранного документа: 23.07.2018
10.08.2018
№218.016.7b61

Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета

Способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оснащенный камерой (СС) сгорания, при этом каждый из этих газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663786
Дата охранного документа: 09.08.2018
14.11.2018
№218.016.9cc2

Гидравлическое устройство экстренного запуска газотурбинного двигателя, силовая установка многомоторного вертолета, оборудованная таким устройством, и соответствующий вертолет

Изобретение относится к газотурбинным установкам. Устройство экстренного запуска газотурбинного двигателя (6) вертолета содержит гидравлический двигатель (7), механически связанный с упомянутым газотурбинным двигателем (6) и гидропневматический аккумулятор (9), связанный с упомянутым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002672219
Дата охранного документа: 12.11.2018
+ добавить свой РИД