Предвключенный производитель сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата

Изобретение относится к системам кондиционирования воздуха летательных аппаратов.

В настоящее время для системы кондиционирования салона летательного самолета и кабины пилотов широко применяется отбор воздуха от ступени компрессора авиадвигателя. Это приводит к значительному увеличению расхода топлива авиадвигателя на крейсерских режимах полета самолета. Кроме того, такие системы требуют установки дополнительных теплообменников для снижения температуры отбираемого воздуха, поскольку на многих режимах давление и температура отбираемого воздуха превышают значения, требуемые для системы кондиционирования.

Для устранения указанных недостатков в целях экономии топлива для обслуживания системы кондиционирования начали использовать предвключенные производители сжатого воздуха в виде воздушных компрессоров с приводом от электродвигателей (см. А.В. Левин, И.И. Алексеев, С.А. Харитонов, Л.К. Ковалев «Электрический самолет: от идеи до реализации», Москва, «Машиностроение», 2010 г., с. 160).

Использование предвключенных производителей сжатого воздуха позволило исключить отбор воздуха от ступени компрессора авиадвигателя, однако такие производители сами по себе обладают значительной массой, требуют значительного энергопотребления от электродвигателей, что приводит к увеличению массы электрогенераторов. Такие устройства также требуют наличия системы регулирования электродвигателей, предназначенной для изменения их частоты вращения с целью получения оптимального давления для работы системы кондиционирования на разных высотах полета, которая также имеет значительную массу.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является уменьшение суммарной массы и энергопотребления предвключенного производителя сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что предвключенный производитель сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата, содержащий воздушный компрессор, содержит также регулируемый гидродинамический преобразователь крутящего момента с насосным колесом, кинематически связанным с валом авиадвигателя, турбинным колесом, кинематически связанным с валом воздушного компрессора, и регулирующим органом в виде поворотных лопаток, управляемых блоком регулирования, соединенным каналом с напорным патрубком воздушного компрессора. Кроме того, насосное колесо гидродинамического преобразователя дополнительно кинематически связано с его турбинным колесом через расцепляемую муфту.

Использование в системе кондиционирования воздуха летательного аппарата производителя сжатого воздуха в виде воздушного компрессора, приводимого через регулируемый гидродинамический преобразователь крутящего момента от вала авиадвигателя, дает значительную экономию массы системы, так как гидродинамический преобразователь существенно легче электродвигателя такой же мощности и не требует затраты электроэнергии, уменьшая этим суммарную массу имеющихся на самолете электрогенераторов. Кроме того, уменьшается энергопотребление, связанное с КПД генераторов и электродвигателей, а также с потерями в электропроводке.

Изобретение поясняется графически, где на фигуре 1 представлена в схема предвключенного производителя сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата.

Предвключенный производитель сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата содержит воздушный компрессор 1, гидродинамический преобразователь 2 и регулятор, состоящий из блока регулирования 3 и силового поршня 4.

Насосное колесо 5 гидродинамического преобразователя 2 связано кинематически с валом маршевого авиадвигателя, а его турбинное колесо 6 установлено на валу 7 воздушного компрессора 1. Во внутренней полости 8 гидродинамического преобразователя 2 установлены поворотные лопатки 9, являющиеся регулирующим органом гидродинамического преобразователя 2. Поворотные лопатки 9 кинематически связаны с силовым поршнем 4, являющимся исполнительным элементом регулятора. Блок регулирования 3 соединен с напорным патрубком 10 воздушного компрессора 1 каналом 11 и с полостями силового поршня 4 каналами 12 и 13. К блоку регулирования 3 и к полости 8 гидродинамического преобразователя 2 подведено рабочее давление топлива от системы топливопитания двигателя. Из полости 8 гидродинамического преобразователя 2 и из блока регулирования 3 организован слив топлива так же в систему топливопитания.

Для повышения коэффициента полезного действия представленного устройства на длительном крейсерском режиме полета в нем предусмотрена расцепляемая фрикционная муфта. Зубчатые колеса 14 и 15 связывают вал насосного колеса 5 с валом внутренней полумуфты 16 фрикционной муфты. Вал наружной полу муфты 17 фрикционной муфты связан зубчатыми колесами 18 и 19 с валом турбинного колеса 6.

В наружной полумуфте 17 размещен поршень 20, контактирующий с пакетом фрикционных дисков 21. Рабочая полость 22 поршня 20 сообщается через полый вал 23 и уплотнение 24 с каналом 25 подвода топлива, содержащим кран 26, связанный электрическим управлением с блоком регулирования 3. На периферии рабочей полости 22 поршня 20 выполнено дозирующее отверстие 27.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

При частоте вращения вала маршевого авиадвигателя ниже или выше пределов заданного диапазона, охватывающего крейсерский режим полета, крутящий момент от этого вала через коробку приводов передается валу 7 воздушного компрессора 1 через гидродинамический преобразователь 2, использующий в качестве рабочей жидкости топливо. Передача крутящего момента происходит через топливо, циркулирующее во внутренней полости 8, от насосного колеса 5, приводимого во вращение от вала двигателя, лопаткам турбины 6, приводя во вращение вал 7 воздушного компрессора 1, который повышает до нужной величины давление подведенного к нему забортного воздуха и подает его в систему кондиционирования.

Регулирование давления на выходе из компрессора происходит следующим образом. Блок регулирования 3 через канал 11 замеряет давление в выходном патрубке 10 компрессора 1. Используя подведенное к блоку регулирования 3 рабочее давление топлива и давление слива топлива, он управляет через каналы 12 и 13 движением силового поршня 4, поворачивая связанные с ним лопатки 9 в сторону открытия или закрытия, увеличивая или уменьшая этим передаваемый через гидродинамический преобразователь 2 валу 7 компрессора 1 крутящий момент. Благодаря этому регулируется частота вращения вала компрессора, доводя давление в его выходном патрубке 10 до заданной величины, требуемой для работы системы кондиционирования.

При вхождении частоты вращения вала авиадвигателя в пределы упомянутого заданного диапазона, охватывающего крейсерский режим полета, блок регулирования 3 по сигналу от датчика частоты вращения (на чертеже не показан) открывает кран 26 и закрывает поворотные лопатки 6. Вследствие этого поршень 20 под действием повышения давления в его рабочей полости 22 сжимает пакет фрикционных дисков 21, что приводит к сцеплению полумуфт 16 и 17; одновременно момент, передаваемый от вала двигателя валу 7 компрессора 1 через гидродинамический преобразователь 2, уменьшается практически до нуля, и передача крутящего момента от вала авиадвигателя валу 7 компрессора 1 происходит через зубчатые колеса и замкнутую муфту, минуя гидродинамический преобразователь 1, т.е. с коэффициентом полезного действия, близким к единице. При выходе частоты вращения вала авиадвигателя в любую сторону за пределы заданного диапазона блок регулирования 3 по соответствующему сигналу датчика частоты вращения закрывает кран 26, топливо выбрасывается из рабочей полости 22 через отверстие 27 в полость низкого давления, полумуфты 16 и 17 расцепляются, а блок регулирования 3 по сигналу датчика частоты вращения начинает снова управлять поворотными лопатками 6, поддерживая работой гидродинамического преобразователя 2 заданную величину давления в выходном патрубке 10 компрессора 1.

Полученная таким образом работа компрессора на длительном крейсерском режиме полета с отключенным гидродинамическим преобразователем исключает потери в нем мощности, уменьшая температуру топлива, поступающего в двигатель. Этим исключается необходимость установки дополнительных топливо-воздушных теплообменников, что в целом снижает массу летательного аппарата.