19.04.2019
219.017.30e5

СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение направлено на снижение подогрева топлива в системе топливоподачи газотурбинного двигателя, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и надежность ее работы, а также уменьшить тепловую заметность летательного аппарата. Технический результат достигается тем, что в системе топливопитания газотурбинного двигателя, содержащей насос подачи топлива в камеру сгорания и насос подачи топлива в силовые агрегаты управления двигателя, связанные своими входами с насосом подкачки топлива, а выходами - с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем, насос подачи топлива в камеру сгорания связан с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента, у которого внутренняя полость гидравлически связана через струйный насос и обратный клапан с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания, а также через переключающее устройство связана с напорной полостью этого насоса и через дополнительный струйный насос с входом насоса подкачки топлива. Регулирующий орган гидродинамического преобразователя и управляющая полость переключающего устройства подключены к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Известна система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос подачи топлива в камеру сгорания и насос подачи топлива в силовые агрегаты управления, связанные своими входами с насосом подкачки топлива из топливного бака двигателя, а выходами - с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем (Патент РФ №2315884, 2008 г.).

В известной системе на некоторых режимах полета (например, у земли), требующих большого расхода топлива, обеспечивается параллельное включение вышеназванных насосов, т.е. к форсункам камеры сгорания регулятором подачи топлива, наряду с подводом топлива от основного насоса, предназначенного для подачи топлива в камеру сгорания, производится также подвод топлива высокого давления от выхода насоса подачи топлива в силовые агрегаты. Данное решение позволяет спроектировать основной насос на несколько пониженный расход, а значит снизить его вес и габариты.

Несмотря на то, что в известном устройстве основной насос спроектирован на сниженный расход топлива, на определенных режимах полета при падении расходов топлива на двигатель возникает подогрев топлива. Кроме того, основной насос в такой системе обслуживает только основную камеру сгорания. Для топливопитания форсажной камеры сгорания система включает в себя еще один насос, который также вызывает дополнительный подогрев топлива, приводящий к повышению массовых характеристик системы топливоподачи и снижению надежности ее работы, увеличивающий при этом тепловую заметность всего летательного аппарата.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является снижение подогрева топлива в системе топливоподачи газотурбинного двигателя, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и, тем самым, повысить надежность ее работы, а также позволяющее снизить тепловое излучение от элементов системы топливоподачи двигателя, уменьшая тепловую заметность летательного аппарата.

Задача решается тем, что в системе топливопитания газотурбинного двигателя, содержащей насос подачи топлива в камеру сгорания и насос подачи топлива в силовые агрегаты управления двигателя, связанные своими входами с насосом подкачки топлива, а выходами - с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем, насос подачи топлива в камеру сгорания связан с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента, входной вал которого кинематически связан с валом двигателя, а выходной вал кинематически связан с валом насоса подачи топлива в камеру сгорания, при этом внутренняя полость гидродинамического преобразователя гидравлически связана с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания и через переключающее устройство связана с напорной полостью этого насоса и с входом насоса подкачки топлива, причем регулирующий орган гидродинамического преобразователя и управляющая полость переключающего устройства подключены к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем.

Кроме того, внутренняя полость гидродинамического преобразователя связана с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания через струйный насос и обратный клапан, причем эжектирующее сопло струйного насоса гидравлически связано с напорной полостью насоса подачи топлива в камеру сгорания, а камера смешения струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидродинамического преобразователя, при этом внутренняя полость гидродинамического преобразователя связана с входом насоса подкачки топлива через дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло которого гидравлически связано через управляющую полость переключающего устройства с насосом подачи топлива в силовые агрегаты управления, а камера смешения дополнительного струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидродинамического преобразователя.

Осуществление связи насоса подачи топлива в камеру сгорания с валом двигателя через гидродинамический преобразователь (далее - гидропреобразователь), входной и выходной вал которого кинематически связаны соответственно с валом двигателя и валом насоса подачи топлива в камеру сгорания, внутренняя полость гидравлически связана с входом и напорной полостью насоса для подачи топлива в камеру сгорания, а регулирующий орган связан с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем, обеспечивает на каждом требуемом режиме работы двигателя подачу топлива на вход насоса подачи топлива в камеру сгорания с оптимальным давлением при минимальных затратах мощности для привода этого насоса, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе. Кроме того, такое конструктивное исполнение позволяет использовать единый насос для питания как основной, так и форсажной камеры сгорания.

Связь внутренней полости гидропреобразователя с напорной полостью насоса подачи топлива в камеру сгорания через переключающее устройство, а также связь внутренней полости гидропреобразователя через это же переключающее устройство с входом насоса подкачки топлива и подключение при этом управляющей полости переключающего устройства к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем позволяет при малых расходах топлива по команде системы автоматического управления отключить в полете основной насос для подачи топлива в камеру сгорания, и переключить работу двигателя от насоса, предназначенного для питания топливом силовых агрегатов, что предотвратит перегрев топлива на режимах полета с малыми расходами топлива на двигатель.

Связывание входа насоса подачи топлива в камеру сгорания с рабочей полостью гидропреобразователя через обратный клапан и струйный насос, эжектирующее сопло которого связано с гидравлической магистралью, связывающей напорную полость насоса подачи топлива в камеру сгорания с внутренней полостью гидропреобразователя, а камера смешения гидравлически связана с внутренней полостью гидропреобразователя, позволяет при включенном основном насосе сбрасывать топливо из внутренней полости гидропреобразователя на вход основного насоса, а при выключении этого насоса, напротив, не допустить сброса топлива на его вход.

Связывание внутренней полости гидропреобразователя с входом насоса подкачки топлива через дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло которого гидравлически связано с управляющей полостью переключающего устройства, а камера смешения дополнительного струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидропреобразователя, позволяет произвести эффективный сброс давления из внутренней полости гидропреобразователя и создать в ней разряжение, в результате чего гидравлические потери при вращении рабочего колеса гидропреобразователя и крутящий момент на его выходном валу уменьшаются практически до нуля, что в сочетании с прекращением доступа топлива во внутреннюю полость гидропреобразователя приводит к отключению основного насоса и его остановке.

На фиг.1 представлена общая схема системы топливоподачи двигателя, на фиг.2 - представлена схема включенного основного насоса подачи топлива при штатной работе двигателя, на фиг.3 представлена схема отключенного основного насоса подачи топлива при штатной работе двигателя.

Система топливопитания газотурбинного двигателя содержит установленный на летательном аппарате расходный бак системы подкачки топлива, соединенный с двигательным центробежным насосом (ДЦН) 1 подкачки топлива, механически связанным через коробку приводов 2 с ротором турбореактивного двигателя 3. Выход из насоса 1 подкачки топлива гидравлически связан посредством трубопровода через фильтр 4 очистки топлива с входами плунжерного насоса 5 высокого давления для питания топливом силовых агрегатов управления (гидроцилиндров управления створками выходного сопла, направляющих аппаратов компрессора) и насоса 6 подачи топлива в камеру сгорания, выполненного центробежным. Центробежный насос 6 установлен на валу 7 турбины 8 гидропреобразователя 9 крутящего момента, насосное колесо 10 которого через коробку приводов 2 механически связано с ротором турбореактивного двигателя 3. Во внутренней полости 11 гидропреобразователя 9 установлены поворотные лопатки 12, которые объединены регулирующим органом гидропреобразователя 9 - силовым поршнем 13, подключенным линиями связи к регулятору подачи топлива на форсунки основной и форсажной камер сгорания системы автоматического управления двигателем (САУ) 14. Выход 15 из центробежного насоса 6 соединен с форсунками основной и форсажной камер сгорания двигателя (на чертежах не показаны).

Внутренняя полость 11 гидропреобразователя 9 через переключающее устройство 16, например золотникового типа, соединена посредством гидравлической магистрали 17 с входом 18 центробежного насоса 6, а также связана с напорной полостью 19 насоса 6. Рабочая полость 20 переключающего устройства 16 соединена своим входом с регулятором подачи топлива САУ 14, а своим выходом - с эжектирующим соплом 21 струйного насоса, камера смешения 22 которого связана с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9. Выход из струйного насоса имеет гидравлическую связь с входом ДЦН 1.

Вход 18 центробежного насоса 6 связан с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9 через последовательно расположенные обратный клапан 23 и дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло 24 которого связано с магистралью 25, соединяющей напорную полость 19 центробежного насоса 6 с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9, а камера смешения 26 гидравлически связана с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9.

Выход плунжерного насоса 5 высокого давления связан с органами управления двигателем (не показаны) через регулятор подачи топлива САУ 14.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

От ротора двигателя через коробку приводов 2 приводится во вращение насосное колесо 10 гидропреобразователя 9, в котором крутящий момент, подводимый от ротора, преобразуется в кинетическую и потенциальную энергию потока топлива, заполняющего внутреннюю полость 11. Топливо за насосным колесом 10 поступает на лопатки турбины 8 гидропреобразователя 9, где энергия потока топлива преобразуется в механическую работу - крутящий момент на валу 7 турбины 8, приводя во вращение установленное на этом валу центробежное колесо насоса 6, которое подает под давлением топливо на вход в регуляторы подачи топлива на форсунки основной и форсажных камер сгорания САУ 14.

При изменении режимов работы двигателя по линиям связи регулятор подачи топлива одновременно производит управление регулирующим органом 13, который обеспечивает поворот лопаток 12 гидропреобразователя 9 в определенное положение, в результате чего мощность и крутящий момент турбины 8 гидропреобразователя 9 изменяется. Это влечет к изменению частоты вращения центробежного колеса насоса 6, что одновременно с изменением расхода топлива на форсунки камеры сгорания изменяет давление, создаваемое центробежным насосом 6. При полностью открытых лопатках 12 насос 6 дает максимальное давление и обеспечивает наибольшие темпы выработки топлива из баков летательного аппарата.

Транспортирование топлива, нагреваемого гидравлическими потерями энергии гидропреобразователя за счет работы насосного колеса 10, ведется на вход 18 в центробежное колесо насоса 6 и далее с его выхода направляется регуляторами САУ 14 на форсунки камеры сгорания.

На режимах работы двигателя, не требующих больших расходов топлива, САУ 14 дает команду на переключение питания форсунок основной камеры сгорания от плунжерного насоса 5 высокого давления. В рабочую полость 20 переключателя 16 от плунжерного насоса 5 подается топливо под высоким давлением, перемещающим поршень 27 в положение, при котором перекрывается сброс топлива с напорной полости 19 центробежного насоса 6 на вход 28 гидропреобразователя 9 и открывается магистраль 29 слива топлива из внутренней полости 11 гидропреобразователя на вход ДЦН 1. Высокое давление, подаваемое в рабочую полость 20 переключателя 16 стравливается по сливной магистрали на вход ДЦН 1, и по пути, попадая в сопло 21 струйного насоса, благодаря эжекции, увлекает за собой топливо, сливаемое из полости 11. Тем самым в полости 11 гидропреобразователя 9 создается разряжение. Топливо перестает поступать на вход 18 центробежного колеса насоса 6 и, за счет падения крутящего момента фактически до нуля, центробежное колесо насоса 6 останавливается. При этом насосное колесо 10 гидропреобразователя 9 продолжает свое вращение.

Таким образом, изобретение позволяет во время полета летательного аппарата на режимах работы его двигателя с малыми расходами топлива, отключить основной центробежный насос подачи топлива в камеру сгорания, осуществляя питание форсунок основной камеры сгорания за счет подачи топлива от плунжерного насоса питания силовых агрегатов, что позволяет снизить подогрев топлива в системе топливоподачи газотурбинного двигателя.

Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-1 из 1.
19.04.2019
№219.017.325b

Привод-генератор

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, а именно к энергоузлам систем генерирования переменного тока стабильной частоты, и может быть использовано в энергетических установках летательных аппаратов. Привод-генератор содержит гидротрансформатор (1) с насосным колесом (2), насос...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002408503
Дата охранного документа: 10.01.2011
Показаны записи 1-10 из 306.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b93

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476682
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e58

Энергосберегающий подшипник скольжения

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиакосмической, нефтедобывающей, нефтеперекачивающей, нефтеобрабатывающей и иных областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и смонтированные на корпусе элементы скольжения, поверхности скольжения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477395
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2013
№216.012.375d

Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины

Изобретение относится к охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления. Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины содержит канал для охлаждающего воздуха, выполненный внутри лопатки в направлении вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479726
Дата охранного документа: 20.04.2013
20.04.2013
№216.012.37ba

Защитная маскирующая система для летательного аппарата, подвергающегося радиолокационному облучению

Изобретение относится к средствам защиты и маскирования объектов от систем радиолокационного облучения и опознавания, захвата, автоматического сопровождения и целеуказания, работающих в радиолокационном диапазоне электромагнитного спектра. Защитная маскирующая система для летательного аппарата,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479819
Дата охранного документа: 20.04.2013

Похожие РИД в системе