ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА

Изобретение относится к силовым устройствам вспомогательного назначения оборудования летательных аппаратов и систем передачи энергии от двигателя.

Известны энергетические установки, содержащие генератор, привод ротора генератора двигателем летательного аппарата с трансмиссией постоянной частоты вращения (см., например, ЕР 1106870, F 16 H 61/00, 2001 г.).

Недостатком известных энергетических установок является необходимость оснащения летательного аппарата дополнительной циркуляционной системой охлаждения генератора, имеющей емкость для охлаждающей жидкости, теплообменник, нагнетательный насос с всасывающей линией забора охлаждающей жидкости из емкости и с напорной линией подачи охлаждающей жидкости в полости генератора и средство откачки охлаждающей жидкости из полости генератора.

Более совершенным в этом аспекте и наиболее близким аналогом заявляемому изобретению является энергетическая установка, содержащая генератор, привод ротора генератора двигателем летательного аппарата с трансмиссией постоянной частоты вращения, имеющей в качестве рабочей жидкости топливо двигателя летательного аппарата, и систему охлаждения генератора топливом двигателя летательного аппарата, имеющую нагнетательный насос с напорной линией подачи топлива в полость генератора и с линией забора топлива из топливной системы двигателя летательного аппарата, и насос откачки топлива из полости генератора с линией возврата топлива в топливную систему двигателя летательного аппарата (RU 1420864, B 64 D 41/00, 1994 г.).

Однако примененный в этом техническом решении гидротрансформатор с использованием в качестве рабочей жидкости топлива двигателя летательного аппарата не обладает необходимым для поддержания постоянной частоты вращения быстродействием при изменении частоты вращения двигателя летательного аппарата и, кроме того, в сочетании с эжекторным насосом откачки требует дополнительной подачи топлива. Другим недостатком указанного аналога является зависимость расхода рабочей жидкости от режима работы двигателя летательного аппарата и нагрузки на генераторе, что при максимальной частоте вращения приводит к повышенному расходу рабочей жидкости в приводе и системе охлаждения генератора, а при минимальной частоте и максимальной нагрузке - к нестабильности электрических характеристик установки.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание надежного и эффективного средства для вспомогательного энергообеспечения систем летательного аппарата.

Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в упрощении конструкции, повышении КПД установки и обеспечении стабильных электрических характеристик за счет обеспечения работоспособности элементов объемного гидропривода (гидромотора и насосов) в трансмиссии постоянной частоты вращения при использовании в качестве рабочей жидкости топлива двигателя летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается энергетической установкой, содержащей генератор, привод ротора генератора двигателем летательного аппарата с трансмиссией постоянной частоты вращения, имеющей в качестве рабочей жидкости топливо двигателя летательного аппарата, и систему охлаждения генератора топливом двигателя летательного аппарата, имеющую нагнетательный насос с напорной линией подачи топлива в полость генератора и с линией забора топлива из топливной системы двигателя летательного аппарата, и насос откачки топлива из полости генератора с линией возврата топлива в топливную систему двигателя летательного аппарата, за счет того, что трансмиссия постоянной частоты вращения выполнена в виде гидромеханической передачи с объемным гидромотором, имеющим кинематическую связь посредством дифференциала с ротором генератора и двигателем летательного аппарата, и с объемным приводным насосом, кинематически связанным с двигателем летательного аппарата и функционально соединенным с гидромотором замкнутым гидравлическим циркуляционным контуром, при этом, нагнетательный насос и насос откачки выполнены объемными и кинематически соединены с ротором генератора, линия подачи топлива соединена с линией возврата топлива через переливной клапан, а замкнутый гидравлический циркуляционный контур соединен с напорной линией нагнетательного насоса.

А также за счет того, что насос откачки выполнен с возможностью возврата топлива с производительностью в 1,3-2,3 раза более величины подачи топлива нагнетательным насосом.

Сущность заявляемого изобретения поясняется кинематической и гидравлической схемой устройства, изображенной на фиг.1; на фиг.2 - таблица испытаний.

Энергетическая установка содержит генератор 1 с ротором 2 и полостью 3. Приводом ротора 2 является двигатель 4 (например, двигатель внутреннего сгорания) летательного аппарата (не показан) с трансмиссией постоянной частоты вращения, имеющей в качестве рабочей жидкости топливо двигателя летательного аппарата. Трансмиссия выполнена в виде гидромеханической передачи с объемным гидромотором 5 (например, аксиально-плунжерный) и с объемным приводным насосом 6 (например, аксиально-плунжерный, регулируемый). Объемный гидромотор 5 имеет кинематическую связь через элементы 7 и 8, сателлиты 9 и 10 и элемент 11 зубчатой передачи с ротором 2 генератора 1, а через элементы 7 и 8, сателлит 10 зубчатой передачи и водило 12 - с двигателем 4 летательного аппарата. Объемный приводной насос 6 кинематически связан элементами 13, 14 и 15 зубчатой передачи с двигателем 4 летательного аппарата. Элементы 8 и 11, сателлиты 9 и 10 и водило 12 образуют дифференциал 16.

Энергетическая установка содержит систему охлаждения генератора 1 топливом двигателя 4 летательного аппарата, имеющую нагнетательный насос 17 с напорной линией 18 подачи топлива в полость 3 генератора и с линией 19 забора топлива из топливной системы 20 двигателя летательного аппарата, а также насос 21 откачки топлива по линии 22 из полости 3 генератора 1 с линией 23 возврата топлива в топливную систему 20 двигателя летательного аппарата. Насосы 17 и 21 выполнены объемными (например, с внутренним циклоидным зацеплением) и кинематически соединены с ротором 2 генератора 1 элементами 24, 25, и 26 зубчатой передачи.

Объемный приводной насос 6 функционально соединен с гидромотором 5 замкнутым гидравлическим циркуляционным контуром, образованным напорным участком 27 и сливным участком 28, который в свою очередь гидравлически соединен с напорной линией 18 нагнетательного насоса 17. Насос откачки 21 может быть выполнен с возможностью возврата топлива с производительностью в 1,3-2,3 раза более величины подачи топлива нагнетательным насосом 17, при этом линия 18 подачи топлива соединена с линией 23 возврата топлива через переливной клапан 29.

Устройство работает следующим образом:
До начала работы все системы и полости устройства заполнены топливом двигателя 4 летательного аппарата. В номинальном рабочем режиме двигателем 4 летательного аппарата через элементы 15, 14 и 13 приводится в движение совокупность частей приводного насоса 6 и осуществляется перемещение по участкам 27 и 28 через гидромотор 5 рабочей жидкости - топлива двигателя 4 летательного аппарата, находящегося в замкнутом гидравлическом циркуляционном контуре. В результате такого движения и циркуляции топлива приводится во вращение элемент 7 с частотой, равной (или однозначно пропорциональной) частоте вращения элемента 15. Одновременно в результате взаимодействия элементов 7 и 8, сателлитов 9 и 10, водила 12 и элемента 11 вращаются ротор 2 и элементы 26, 25 и 24 вместе с соответствующими частями насосов 17 и 21. Нагнетательный насос 17, получая по линии 19 забора топливо из топливной системы 20 двигателя 4 летательного аппарата, по напорной линии 18 осуществляет пропорциональную частоте вращения ротора 2 подачу топлива в полость 3 генератора, где поступающее топливо распыляется (например, посредством жиклеров) на обмотки ротора и статора и охлаждает их. Насос 21 откачки по линии 22 пропорционально частоте вращения ротора 2 откачивает из полости 3 генератора 1 стекающее с обмоток топливо и направляет его в топливную систему 20 двигателя 4 летательного аппарата. Нагнетательный насос 17 одновременно с подачей топлива в полость 3 генератора 1 производит подпитку топливом замкнутого циркуляционного контура на участке 28, компенсируя неизбежные вследствие пониженной вязкости топлива повышенные утечки, а также понижая температуру рабочей среды и движущихся частей объемных гидромотора 5 и приводного насоса 6 и обеспечивая тем самым приемлемые смазывающую способность и вязкость топлива.

Так как насос откачки 21 может быть выполнен с возможностью возврата топлива с производительностью более величины подачи топлива нагнетательным насосом 17, в полости 2 генератора 1 создается разрежение, способствующее уменьшению тепловых потерь при перемешивании топлива вращением ротора и увеличению КПД установки.

Опытным путем установлено, что оптимальная производительность возврата топлива насосом откачки 21 должна быть в 1,3-2,3 раза более величины подачи топлива нагнетательным насосом 17 (см. таблицу). При меньшем значении имеет место существенный рост тепловых потерь при перемешивании топлива вращением и работа установки при недопустимом тепловыделении. При большем значении неадекватно увеличиваются затраты мощности на привод насоса откачки.

В переходном режиме работы двигателя 4 летательного аппарата, когда частота вращения меняется относительно номинальной и пропорционально ей меняется подача топлива приводным насосом 4, в результате дифференциального взаимодействия кинематических звеньев дифференциала 16 с гидромотором 5 и двигателем 4 частота вращения элемента 11 вместе с ротором 2, элементами 24, 25 и 26, насосом 21 откачки и нагнетательным насосом 17 остается постоянной, а возникающий при этом, в частности при уменьшении частоты вращения, избыток топлива в линии 18 сбрасывается через переливной клапан 29 в линию 23 возврата.

Таким образом, заявляемое техническое решение обеспечивает постоянный режим работы системы охлаждения генератора топливом при переменном режиме работы двигателя летательного аппарата, работоспособность объемных гидромотора и насосов в условиях пониженной смазывающей способности и пониженной вязкости рабочей среды, образованной топливом двигателя летательного аппарата, и в конечном итоге получение стабильных электрических характеристик.