АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ДЛЯ ВОЗДУШНОЙ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ И СИСТЕМЫ ВЕНТИЛЯЦИИ И КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ Российский патент 1999 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 или использующаяся для привода вспомогательных агрегатов (электрический генератор, топливный и масляный насосы и др.). Возможность использования в качестве рабочего тела сжатого воздуха, отбираемого либо от вспомогательной сливной установки, либо от работающего двигателя, относительная простота, высокая надежность и большая располагаемая мощность пусковой системы при малых массе и габаритах - все это делает воздушную пусковую систему одной из наиболее приемлемых систем для многомоторных летательных аппаратов (см. книгу Алабин М.А., Кац Б.М. , Литвинов Ю.А. "Запуск авиационных газотурбинных двигателей". Машиностроение, с. 19-21).

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 ГТД для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, содержащая по крайней мере один основной маршевый ГТД, подключенный посредством трубопроводов с клапанами к воздушной пусковой системе (см. заявку Великобритании N 1467681, МКИ F 02 C 7/26, 1977 г.).

Данная установка позволяет обеспечить запуск основного или основных ГТД, вентиляцию и кондиционирование кабины или салона летательного аппарата. В случае ожидания взлета, когда необходимо обеспечить лишь вентиляцию и кондиционирование, излишки сжатого воздуха, отбираемого от дополнительного ГТД из расчета возможности обеспечения запуска по крайней мере одного основного маршевого двигателя, бесполезно выбрасываются в атмосферу. Изменение же режима работы дополнительного ГТД в сторону уменьшения расхода воздуха через него, например дросселированием частоты вращения, невозможно как из-за снижения давления воздуха, потребного для обеспечения работы системы вентиляции и кондиционирования, так и из-за невозможности обеспечения работы приводных агрегатов, например электрического генератора, масляного и топливного насосов. Кроме того, компрессор дополнительного ГТД при максимальном отборе воздуха от него, как правило, настраивается на оптимальную рабочую точку по КПД и степени повышения давления, а это обстоятельство препятствует сокращению отбора воздуха из-за ограничения запасов газодинамической устойчивости компрессора.

Технический результат изобретения заключается в экономии топлива, потребляемого дополнительным ГТД, в увеличении его ресурса.

Технический результат достигается тем, что авиационная силовая установка с дополнительным ГТД для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования снабжена дополнительной воздушной турбиной, механически связанной с валом дополнительного газотурбинного двигателя и соединенной с воздушной пусковой системой трубопроводом с двухпозиционным клапаном и дросселирующим устройством между этим клапаном и воздушной турбиной. При этом упомянутая воздушная турбина может быть выполнена в виде рабочего колеса радиального типа с активными лопатками и радиальным сопловым аппаратом.

Такое выполнение авиационной силовой установки с дополнительным ГТД для воздушной пусковой системы и системы кондиционирования, не снижая эффективности обеспечения запуска основного или основных маршевых ГТД и вентиляции кабины и (или) салона летательного аппарата, при продолжительном ожидании на аэродроме, когда функционирует лишь система вентиляции и кондиционирования, перекрытием, с помощью двухпозиционного клапана трубопровода подачи сжатого воздуха на пусковую воздушную турбину основного или основных маршевых ГТД и открытием подачи сжатого воздуха по трубопроводу на дополнительную воздушную турбину, механически связанную с валом дополнительного ГТД, позволяет осуществлять срабатывание перепада давлений на этой турбине, получение дополнительной мощности на валу вспомогательного газотурбинного двигателя, снижение температуры газа перед турбиной этого двигателя и соответственно экономию топлива и увеличение его ресурса. Наличие дросселирующего устройства в трубопроводе между двухпозиционным клапаном и дополнительной воздушной турбиной, за счет возможности изменения количества отбираемого сжатого воздуха, подаваемого на дополнительную воздушную турбину, позволяет осуществлять поддержание нужного давления сжатого воздуха в системе кондиционирования, компенсируя тем самым его падение из-за снижения температуры газа перед турбиной вспомогательного ГТД при реализации дополнительной мощности на валу от дополнительной турбины. Кроме того, выполнение дополнительной воздушной турбины в виде рабочего колеса радиального типа с активными лопатками и радиального соплового аппарата практически обеспечивает отсутствие затрат мощности на вращение рабочего колеса дополнительной турбины при выключении подачи сжатого воздуха в сопловой аппарат, когда весь отбираемый воздух от вспомогательного ГТД подается в систему запуска одного или нескольких основных маршевых ГТД.

Сущность предложения поясняется чертежом.

На чертеже представлена принципиальная схема авиационной силовой установки с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования.

Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем 1 для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона 2 летательного аппарата содержит по крайней мере один основной маршевый газотурбинный двигатель 3, дополнительную воздушную турбину в виде рабочего класса 4 радиального типа с активными лопатками и радиального соплового аппарата 5, механически связанную с валом 6 дополнительного газотурбинного двигателя, трубопроводы 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13 с клапаном 14, двухпозиционным клапаном 15 с запорным элементом 16 и дросселирующим устройством 17. На чертеже также показаны воздушная пусковая турбина 18 основного ГТД, редуктор 19 дополнительного ГТД с электрическим генератором 20, масляным и топливными насосами 21 и 22 соответственно.

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

После запуска от своего источника питания и вывода на режим дополнительного газотурбинного двигателя 1 отбираемый от него сжатый воздух по трубопроводу 7 поступает в трубопровод 8. Из трубопровода 8, при открытии клапана 14, по трубопроводу 9 сжатый воздух поступает в систему вентиляции и кондиционирования кабины и (или) салона 2 летательного аппарата, а по другому выходу трубопровода 8 сжатый воздух по трубопроводу 10 поступает в двухпозиционный клапан 15. При открытом положении запорного элемента 16 клапана 15 сжатый воздух по трубопроводу 11 поступает на воздушную пусковую турбину 18 и, раскручивая ее, осуществляет запуск по крайней мере одного основного маршевого газотурбинного двигателя 3, после чего запорный элемент 16 клапана 15 перекрывает подачу сжатого воздуха в трубопровод 11 и открывает его доступ в трубопровод 12. Далее сжатый воздух поступает через дросселирующее устройство 17 в трубопровод 13 и на вход радиального соплового аппарата 5 дополнительной воздушной турбины с рабочим колесом 4 радиального типа с активными лопатками, на которой срабатывается перепад давления и реализуется дополнительная мощность, передающаяся на вал 6 вспомогательного газотурбинного двигателя 1. В случае необходимости, при снижении давления сжатого воздуха из-за уменьшения температуры газа перед турбиной дополнительного газотурбинного двигателя 1 за счет передачи дополнительной мощности от дополнительной воздушной турбины 4, прикрытием дросселирующего устройства 17 подбирается такое количество отбираемого сжатого воздуха, которое компенсирует снижение давления сжатого воздуха и обеспечивает необходимую его величину в трубопроводах системы вентиляции и кондиционирования. Редуктор 19, установленный на дополнительном двигателе 1, обеспечивает требуемую частоту вращения приводных агрегатов, например электрического генератора 20, масляного и топливного насосов 21 и 22 соответственно.

Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования, снабженная дополнительной воздушной турбиной, позволяет обеспечить экономию расхода топлива на 25 - 30%, повысить ее ресурс и улучшить ее эксплуатационные характеристики 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 основного маршевого газотурбинного двигателя и для обеспечения вентиляции и кондиционирования кабины и(или) салона летательного аппарата в режиме ожидания на аэродроме. Установка снабжена дополнительной воздушной турбиной, механически связанной с валом дополнительного газотурбинного двигателя и соединенной с воздушной пусковой системой трубопроводом с двухпозиционным клапаном и дросселирующим устройством между этим клапаном и дополнительной воздушной турбиной, выполненной в виде рабочего колеса радиального типа с активными лопатками и радиального соплового аппарата. Такое выполнение установки позволяет обеспечить экономию топлива на 25 - 30%, повысить ее ресурс и улучшить ее эксплуатационные характеристики в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Авиационная силовая установка с дополнительным газотурбинным двигателем для воздушной пусковой системы и системы вентиляции и кондиционирования, содержащая по крайней мере один основной маршевый газотурбинный двигатель, подключенный посредством трубопроводов с клапанами к воздушной пусковой системе и системе вентиляции и кондиционирования, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной воздушной турбиной, механически связанной с валом дополнительного газотурбинного двигателя и соединенной с воздушной пусковой системой трубопроводом с двухпозиционным клапаном и дросселирующим устройством между этим клапаном и дополнительной воздушной турбиной. 2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутая дополнительная воздушная турбина выполнена в виде рабочего радиального колеса с активными лопатками и радиального соплового аппарата.