АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ДЛЯ ВОЗДУШНОЙ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ И СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ Российский патент 1998 года по МПК F02C7/26 

Изобретение относится к области авиации, в частности к пусковым системам авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), позволяющим дополнительно осуществлять кондиционирование кабины и (или) салона летательного аппарата.

Известна воздушная пусковая система, обеспечивающая раскрутку ротора двигателя в процессе его запуска пусковым устройством, использующим энергию сжатого воздуха бортового или наземного источника питания.

Относительная простота, высокая надежность пусковой системы, большая располагаемая мощность устройства при малых массе и габаритах его, возможность использования в качестве рабочего тела сжатого воздуха, отбираемого либо от вспомогательной силовой установки, либо от работающего двигателя - все это делает воздушную пусковую систему одной из наиболее приемлемых систем для многомоторных летательных аппаратов (см. книгу Кац Б.М., Жаров Э.С., Винокуров В. К., Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей, М., "Машиностроение", 1976 г., с. 104 - 105).

Однако данная воздушная пусковая система не предусматривает возможность обеспечения наддува и кондиционирования кабины и (или) салона летательного аппарата.

Наиболее близким по своей технической сущности к предлагаемой является авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, содержащая по крайней мере один основной газотурбинный двигатель, подключенный посредством трубопровода с клапаном к воздушной пусковой системе (см. заявку Великобритании N 1467681, 1977 г.).

Данная установка позволяет обеспечить запуск основного или основных ГТД, вентиляцию и кондиционирование кабины и (или) салона летательного аппарата, но в случае ожидания взлета, кода необходимо обеспечить лишь вентиляцию и кондиционирование, а следовательно излишки сжатого воздуха, отбираемые от дополнительного ГТД, мощность которого рассчитана на возможность обеспечения запуска по крайней мере одного основного двигателя, бесполезно выбрасывается в атмосферу. Изменение же режима работы дополнительного ГТД в сторону уменьшения расхода воздуха через него, например, дросселированием частоты вращения, невозможно как из-за снижения потребной величины давления воздуха для обеспечения работы системы вентиляции и кондиционирования, так и из-за невозможности обеспечить работу приводных агрегатов, например электрического генератора, масляного и топливного насосов. Частичное же использование сжатого воздуха, выбрасываемого в атмосферу, после запуска основного или основных двигателей, для вращения дополнительной турбины, установленной на валу дополнительного ГТД, как это выполнено в известной авиационной силовой установке, приводит к снижению расхода топлива при вентиляции и кондиционировании, но усложняет его конструкцию и требует дополнительной затраты мощности на режимах обеспечения запуска основного или основных двигателей, так дополнительная турбина, в этом случае сама является потребителем энергии.

Технический результат изобретения заключается в экономии топлива, потребляемого дополнительным ГТД воздушной пусковой системы, в повышении надежности подшипников дополнительного ГТД. Технический результат достигается тем, что авиационная силовая установка с дополнительным ГТД для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, снабжена вторым дополнительным ГТД с трубопроводом отбора воздуха от компрессора, меньшим по мощности, чем первый дополнительный ГТД, который выполнен с пусковой системой, а трубопровод отбора воздуха от компрессора второго ГТД подключен посредством двухпозиционного клапана к системе кондиционирования и пусковой турбине первого дополнительного ГТД, при этом оба дополнительные ГТД могут быть выполнены с общей масляной системой и общим топливным насосом, а двухпозиционный клапан изготовлен с одним запирающим элементом с отверстием в его центральной зоне или со щелью по его периферии, или с двумя запирающими элементами, причем первый элемент, предназначенный для перекрытия трубопровода к системе кондиционирования, может быть выполнен с отверстием в центральной зоне или со щелью по его периферии, а второй - глухим.

Такое выполнение авиационной силовой установки с дополнительным ГТД для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, не снижая эффективности обеспечения запуска основного или основных ГТД, и вентиляции, и кондиционирования кабины, и (или) салона летательного аппарата, позволяет осуществлять выполнение функций запуска основного или основных ГТД с потребной мощностью и необходимыми для работы параметрами отбираемого воздуха, от одного дополнительного ГТД, работающего кратковременно, а выполнение функций вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона от другого дополнительного ГТД, работающего продолжительное время при ожидании на аэродроме, но мощностью и расходом воздуха и топлива на порядок меньше, чем у первого дополнительного ГТД. Это обстоятельство, при выполнении дополнительных ГТД с общей масляной системой и общим топливным насосом, позволяет существенно сократить расходы топлива, потребляемого дополнительными ГТД, а наличие двухпозиционного клапана в трубопроводе отбора воздуха позволяет не только осуществлять запуск первого дополнительного ГТД, но и через отверстие в центральной зоне запирающего элемента или через щель по его периферии, постоянно от второго дополнительного ГТД перепускать незначительные расходы сжатого воздуха на пусковую турбину первого дополнительного ГТД для постоянного проворачивания его ротора, когда он выключен из работы, и устранение тем самым точечной выработки тел качения и обойм подшипников из-за вибраций, имеющих место при эксплуатации. Одновременно, особенно при запуске нескольких основных ГТД, когда перекрыт трубопровод на кондиционирование, через вышеуказанные отверстие и щель в запирающем элементе двухпозиционного клапана осуществляется подпитка сжатым воздухом системы вентиляции и кондиционирования.

Сущность предложения поясняется фигурами.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема авиационной силовой установки с дополнительным ГТД для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования. На фиг. 2 и 3 представлена принципиальная схема двухпозиционного клапана с одним запирающим элементом с отверстием в центральной зоне и со щелью по его периферии соответственно. На фиг. 4 и 5 представлена принципиальная схема двухпозиционного клапана с двумя запирающими элементами с отверстием в центральной зоне у одного элемента и глухим у другого и со щелью по периферии у одного элемента и глухим у второго соответственно. Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем 1 для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона 2 содержит по крайней мере один основной газотурбинный двигатель 3, второй дополнительный газотурбинный двигатель 4, связанные между собой посредством трубопроводов 5, 6, 7, 8 с клапаном 9 и двухпозиционным клапаном 1, который имеет один вход 11 и два выхода 12 и 13. При этом двухпозиционный клапан может быть с одним запирающим элементом 14 с отверстием 15 в центральной зоне или со щелью 16 по его периферии, или с двумя запирающими элементами 17 и 18, в одном из которых с отверстием 19 в центральной зоне или со щелью 20 по его периферии, а в другом - глухим. На принципиальной схеме установки также показаны воздушные пусковые турбины 21 и 22, редуктор 23 с электрическим генератором 24, с масляным насосом 25 и коммуникациями общей масляной системы 26 и 27, с общим топливным насосом 28 и его коммуникациями 29 и 30.

Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования работает следующим образом.

После запуска от своего источника питания и вывода на режим газотурбинного двигателя 4, отбираемый от него сжатый воздух по трубопроводу 5 поступает на вход 11 двухпозиционного клапана 10 и далее, если запирающий элемент 14 перекрывает выход 13, через выход 12 и трубопровод 6 поступает в систему вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона 2 летательного аппарата. При перекрытии запирающим элементом 14 выхода 12, воздух через выход 13 двухпозиционного клапана 10 по трубопроводу 7 поступает на воздушную пусковую турбину 21 и, раскручивая ее, осуществляет запуск дополнительного газотурбинного двигателя 1 и запирающий элемент 14 перекрывает выход 13 и открывает выход 12. Сжатый воздух, отбираемый от дополнительного двигателя 1, при открытом клапане 9 поступает по трубопроводу 8 на воздушную пусковую турбину 22 по крайней мере одного основного газотурбинного двигателя 3, запускает его, после чего в двигатель 1 прекращается подача топлива насосом 28 по коммуникациям 29 и 30 и масла насосом 25 по коммуникациям 26 и 27, и двигатель 1 выключается из работы. При перекрытии выхода 12 клапана 10, система вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона 2 продувается незначительным количеством сжатого воздуха через отверстие 15 или 19 в центральной зоне запирающего элемента 14 или 17, или через щель 16 или 20 по его периферии соответственно. При перекрытии выхода 13 клапана 10, одновременно с подачей сжатого воздуха через выход 12, незначительное количество воздуха через отверстие 15 в центральной зоне запирающего элемента 14 или через щель 16 по его периферии, может поступать по трубопроводу 7 в воздушную пусковую турбину 21 дополнительного двигателя 1 и проворачивать его ротор. При необходимости, с помощью запирающего глухого элемента 19, при выполнении двухпозиционного клапана 10 с двумя запирающими элементами, через выход 13 отбор сжатого воздуха может не производиться полностью. Редуктор 23, установленный на дополнительном двигателе 4, обеспечивает требуемую частоту вращения приводных агрегатов, например электрического генератора 24, общего топливного и масляного насосов 28 и 25, соединенных коммуникациями 29, 30 и 26, 27 с топливной и масляной системами дополнительного двигателя 1 соответственно.

Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинными двигателем для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования позволяет обеспечить экономию расхода топлива и повысить надежность работы подшипников дополнительного ГТД и улучшает тем самым эксплуатационные характеристики вспомогательной силовой установки в целом.

Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона летательного аппарата предназначена для запуска по крайней мере одного маршевого (основного) газотурбинного двигателя и для обеспечения вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона в режиме ожидания на аэродроме. Установка снабжена вторым дополнительным газотурбинным двигателем с трубопроводом отбора воздуха от компрессора, меньшим на порядок по мощности, чем упомянутый дополнительный газотурбинный двигатель, при этом последний выполнен с пусковой турбиной, а трубопровод отбора воздуха второго дополнительного газотурбинного двигателя подключен посредством двухпозиционного клапана к системе кондиционирования и пусковой турбине дополнительного газотурбинного двигателя. При этом двухпозиционный клапан может быть выполнен как с одним запирающим элементом, так и с двумя, с отверстием в центральной зоне запирающего элемента или со щелью по его периферии. Дополнительные газотурбинные двигатели снабжены общей масляной и топливной системами. Такое выполнение установки приводит к экономии топлива и повышению надежности подшипников. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, содержащая по крайней мере один основной газотурбинный двигатель, подключенный посредством трубопровода с клапаном к воздушной системе, отличающаяся тем, что она снабжена вторым дополнительным газотурбинным двигателем с трубопроводом отбора воздуха от компрессора, меньшим по мощности, чем первый дополнительный газотурбинный двигатель, который выполнен с пусковой турбиной, а трубопровод отбора воздуха от компрессора второго дополнительного газотурбинного двигателя подключен посредством двухпозиционного клапана к системе кондиционирования и пусковой турбине первого дополнительного газотурбинного двигателя. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что оба дополнительных газотурбинных двигателя выполнены с общей масляной системой. 3. Установка по пп.1 или 2, отличающаяся тем, что оба дополнительных газотурбинных двигателя выполнены с общим топливным насосом. 4. Установка по пп.1 - 3, отличающаяся тем, что двухпозиционный клапан выполнен с отверстием в центральной зоне запирающего элемента или со щелью по его периферии. 5. Установка по пп.1 - 3, отличающаяся тем, что двухпозиционный клапан изготовлен с двумя запирающимися элементами, причем первый элемент, предназначенный для перекрытия трубопровода к системе кондиционирования, выполнен с отверстием в центральной зоне или со щелью по его периферии, а второй - глухим.