Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя Российский патент 2017 года по МПК F02C7/236 

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных.

Из опыта эксплуатации летательных аппаратов известно, что зачастую имеет место возникновение неисправностей в электронно-гидромеханических системах подачи топлива в камеру сгорания ГТД, которые приводят к частичной или полной потере управления работой ГТД, в том числе на режимах, когда летательные аппараты находятся в воздухе, что может привести (и приводит) к возникновению аварийных ситуаций.

Для предотвращения аварийных ситуаций, обусловленных частичным или полным отказом электронно-гидромеханических систем топливопитания, используются различные технические решения. В настоящее время довольно широкое распространение получили системы подачи топлива, в которых, кроме основного канала подачи топлива в камеру сгорания ГТД, предусмотрен дублирующий канал, который включается в работу при отказе основного канала.

Так, например, известна электронно-гидромеханическая система подачи топлива в ГТД, содержащая гидромеханический регулятор подачи топлива, два электронных канала регулирования подачи топлива, устройства контроля состояния электронных каналов, связанные своими входами с дополнительными выходами электронных каналов, электронный селектор и электрогидравлический переключатель, а также электронные ключи, логическую схему И, гидромеханический селектор и дополнительную логическую схему И. Основные выходы электронных каналов регулирования через электронные ключи связаны с входами электронного селектора, а выходы устройств контроля соединены с управляющими входами ключей, с дополнительными входами электронных каналов и с входами схемы И. Выход последней подключен к управляющему входу электрогидравлического переключателя, через который электронный селектор связан с гидравлическим входом гидромеханического селектора, к механическому входу которого подключен выход гидромеханического регулятора, а к выходу - дозатор топлива. Входы дополнительной логической схемы И подключены к выходам устройств контроля, а выход соединен с дополнительным входом гидромеханического регулятора.

В процессе работы системы сигналы о регулируемых параметрах двигателя (частоте вращения ротора n и температуре газа Т_г) поступают на входы каналов регулирования, а сигнал n и на вход гидромеханического регулятора. При нормальной работе каналов регулирования их сигналы рассогласования поступают через замкнутые в исходном состоянии ключи на входы селектора, который выбирает приоритетный сигнал рассогласования, соответствующий, например, минимальному расходу топлива (G_т) в двигателе. Этот сигнал проходит через замкнутый в исходном состоянии электрогидравлический переключатель на вход гидромеханического селектора, который выбирает сигнал управления дозатором топлива.

В случае отказа одного из каналов регулирования его устройство контроля формирует сигнал, при наличии которого размыкается управляющий ключ и этот канал отключается от входа селектора, а также понижается программа регулирования второго канала регулирования температуры газа. При этом регулирование частоты вращения обеспечивается гидромеханическим регулятором, сигнал рассогласования которого проходит через селектор на вход дозатора топлива, изменяющего подачу топлива в двигатель. Однако в случае повышения температуры газа сверх пониженной программы регулирования выходной сигнал рассогласования канала регулирования проходит через ключ, селектор, переключатель и селектор на вход дозатора топлива. При этом подача топлива уменьшится, и данный канал будет поддерживать температуру газа в соответствии с пониженной программой регулирования (которая выбирается таким образом, чтобы частота вращения двигателя лежала в области безопасного режима работы двигателя при всех условиях эксплуатации).

Аналогично работает система и при отказе второго канала регулирования.

При одновременном отказе двух электронных каналов на выходе первой схемы И формируется сигнал, при наличии которого переключатель отключает выход электронного селектора от входа гидромеханического селектора и регулирование режимов двигателя обеспечивается гидромеханическим регулятором. При этом с помощью дополнительной схемы И формируется сигнал, при наличии которого понижается программа регулирования гидромеханического регулятора, которая выбирается из условия обеспечения безопасных режимов работы двигателя (см. SU №1090083, кл. F02C 9/00, 1996 г.).

В результате анализа известной системы топливопитания ГТД необходимо отметить, что за счет наличия дублирующего канала обеспечивается управление работой ГТД при отказе основного канала управления, что обеспечивает безопасный режим работы двигателя и тем самым повышает надежность системы. Однако данная система построена по принципу полного дублирования, определяющего наличие двух идентичных каналов регулирования, что усложняет саму систему. Кроме того, система работоспособна при отказах только ее электронных элементов и не обеспечивает работу ГТД при отказах гидромеханических узлов, например, при отказе дозирующего устройства (иглы) или разрушения приводного вала качающего узла насоса-регулятора. Это снижает надежность системы и ограничивает область ее применения.

Другим, безусловно, более перспективным, направлением повышения надежности работы систем подачи топлива в камеру сгорания ГТД является дублирование не всего канала подачи топлива, а только его некоторых основных узлов, например, при отказе одного из ее гидромеханических узлов, в частности, насоса-регулятора качающего узла, предусматривают дублирующий насос - регулятор, а при отказе блока управления насосом-регулятором - резервный блок управления.

Так, например, известна система топливоподачи ГТД, содержащая качающий блок, состоящий, как минимум, из двух насосов с регулируемыми электроприводами, каждый из которых на нефорсированном режиме имеет подачу меньше максимальной потребной для топливопитания двигателя, обратные клапаны, установленные в линии выхода каждого насоса, и, как минимум, один датчик, контролирующий подачу топлива в двигатель и соединенный с блоком управления. Насосы снабжены датчиками, контролирующими расход топлива каждого из них. Электроприводы насосов и их датчики также связаны с блоком управления.

В процессе штатной работы системы насосы по команде, поступающей от блока управления, подают топливо через обратные клапаны в камеру сгорания двигателя. Величина подаваемого топлива, потребного для работы двигателя, определяется датчиком, отражающим параметры двигателя, которые передаются в блок управления. Блок управления управляет работой насосов, увеличивая или уменьшая подачу топлива в двигатель. Производительность каждого насоса отслеживается датчиками, показания которых поступают в блок управления для использования при регулировании режимов работы двигателя и для принятия решения о работоспособности насосов и необходимости отключения отказавшего насоса. Каждый из насосов может обеспечивать на нефорсированном режиме подачу топлива, равную или немного более 50% от максимально потребной для двигателя.

При отказе одного из насосов фиксируемым блоком управления, анализирующим показания датчиков, на второй насос подается команда на обеспечение необходимой подачи топлива за счет изменения частоты вращения привода. При этом подается команда на отключение питания электропривода отказавшего насоса. Обратный клапан отказавшего насоса препятствует утечкам топлива, подаваемого исправным насосом. Время работы насосов на увеличенном (форсированном) режиме может быть ограничено одним или несколькими полетами (см. патент РФ №2308606, кл. F02C 9/00, 2007 г.).

В результате анализа известной системы топливоподачи необходимо отметить, что использование в ней двух насосов приводит к увеличению массы гидромеханического оборудования, причем эти насосы работают «в паре», подача топлива распределена между ними примерно поровну, поэтому каждый из насосов работает примерно на 50% от максимальной мощности, то есть оба насоса в процессе их эксплуатации функционируют не на оптимальных режимах, что отрицательно сказывается на их работоспособности и надежности всей системы.

Известна система подачи топлива в газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания, содержащая подкачивающий топливный насос, вход которого связан с топливным баком, а выход подключен к входам регулируемых по суммарному расходу от системы управления ГТД насоса-регулятора и плунжерного насоса, имеющих возможность соединения посредством топливных каналов через двухпозиционный переключатель, управляемый от системы управления, с дозаторами основной и форсажной камер сгорания.

В процессе работы системы один из насосов обеспечивает подачу топлива в дозаторы основной камеры сгорания, а второй - в дозаторы форсажной. В случае отказа одного из насосов он отключается, а второй насос посредством переключателя подключается к дозаторам основной и форсажной камер сгорания и подача топлива в обе камеры обеспечивается одним работающим насосом (см. патент РФ №2507406, кл F02C 7/236, 2014 г.) - наиболее близкий аналог.

Недостатком данного аналога является наличие в системе двух раздельных каналов подачи топлива в основную и форсажную камеры, что весьма усложняет систему и делает ее менее надежной в эксплуатации. Питание двух камер от одного насоса не является эффективным, так как для каждой камеры необходимо обеспечить заданный расход топлива, причем эти расходы значительно отличаются друг от друга. Кроме того, время переключения режима работы насосов довольно велико, что может привести к аварии летательного аппарата.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки, в том числе, одномоторного самолета при частичном отказе насоса-регулятора и/или системы его управления за счет повышения надежности системы подачи топлива в камеру сгорания ГТД, причем настоящим изобретением для получения указанного технического результата введение в систему каких-либо дополнительных насосов не предусматривается, а подключается штатный насос через предусмотренные резервные каналы, что также упрощает конструкцию системы.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащей качающий блок, включающий подкачивающий насос, имеющий возможность соединения входом с топливным баком, а также насос-регулятор и плунжерный насос, подсоединенные своими входами к выходу подкачивающего насоса, выход насоса-регулятора имеет возможность соединения посредством основного топливного канала с распределителем топлива по коллекторам камеры сгорания двигателя, новым является то, что система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления, причем в основной топливный канал между насосом-регулятором и распределителем топлива может быть включен топливно-масляный теплообменник, предназначенный для охлаждения масла, а в основной топливный канал между насосом-регулятором и распределителем топлива может быть включен топливный фильтр.

В топливный канал, соединяющий плунжерный насос и дозатор топлива, может быть включен топливный фильтр.

В топливный канал, соединяющий подкачивающий насос с насосом-регулятором и плунжерным насосом, включен топливный фильтр.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы подачи топлива в камеру сгорания авиационного ГТД.

Система подачи топлива в камеру сгорания ГТД содержит качающий блок, выполненный в виде трех насосов, работающих в едином цикле, а именно подкачивающего центробежного насоса 1, насоса-регулятора 2 и плунжерного насоса 3. Привод качающих органов данных насосов может осуществляться различным известным образом, например, от ротора высокого давления (не показан) ГТД. Управление работой насоса-регулятора 2 осуществляется от блока управления системы управления (не показана) летательного аппарата.

Вход подкачивающего насоса 1 топливным каналом связан с топливным баком (не показан) летательного аппарата, а выход насоса 1 связан топливными каналами через топливный фильтр 4 с входами насоса-регулятора 2 и плунжерного насоса 3.

Выход насоса-регулятора 2 основным топливным каналом связан с входом топливно-масляного теплообменника 5, выход которого через фильтр 6 связан с распределителем 7 подачи топлива в коллекторы каскадов топливных форсунок камеры сгорания (далее - распределитель).

Насос-регулятор 2 также связан дренажным каналом с входом насоса 1.

Выход плунжерного насоса 3 связан с входом фильтра 8, выход которого имеет возможность подключения к входному каналу дозатора 9 топлива. Работа дозатора 9 управляется блоком управления 10, связанным с системой управления летательным аппаратом (самолетом). Первый топливный выход дозатора 9 подведен посредством резервного топливного канала к основному топливному каналу, например, перед входом теплообменника 5. Второй топливный выход дозатора 9 является дренажным и подведен посредством дренажного топливного канала (не показан) на вход насоса 1.

К выходу фильтра 8 также подключены посредством топливных каналов гидроцилиндры 11 сопла ГТД.

Дозатор 9 оснащен исполнительным механизмом 12 для управления положением дозирующего элемента (не показан), например, иглы или крана (в зависимости от исполнения дозатора). Система оснащена датчиком 13 положения дозирующего элемента, связанным с блоком управления 10. Управление исполнительным механизмом 12 осуществляется от блока управления 10.

Выход фильтра 8 подключен к входному каналу дозатора 9 топлива через запорный клапан 14, связанный с блоком управления 10. Запорный клапан 14 может быть элементом конструкции дозатора или отдельным конструктивным элементом, установленным в топливном канале между выходом фильтра 8 и входом дозатора 9. Для заявленного изобретения это не принципиально.

Система скомпонована из серийных узлов и агрегатов. Так, в качестве блока управления 10 может быть использован стандартный электронный регулятор. В качестве насосов качающего блока - серийные насосы. В качестве фильтров - стандартные топливные фильтры. Дозатор топлива, запорный клапан и теплообменник также являются стандартными.

Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного ГТД работает следующим образом.

В процессе штатной работы ГТД топливо закачивается из топливного бака подкачивающим насосом 1, с выхода которого подается через фильтр 4 на входы насосов 2 и 3. Использование фильтра 4 обеспечивает подачу на насосы 2 и 3 очищенного от механических примесей топлива, что позволяет повысить надежность их работы и ресурс.

С выхода насоса-регулятора 2 топливо поступает в основной топливный канал, пропускается через теплообменник 5, охлаждая циркулирующее через теплообменник масло системы ГТД, а также через фильтр 6, где проходит окончательную очистку, и поступает в распределитель 7, который распределяет топливо по коллекторам основной камеры сгорания (ОКС). Поддержание заданного расхода топлива, подаваемого в распределитель 7, осуществляется регулированием производительности насоса-регулятора 2, который управляется от блока управления, входящего в систему управления летательного аппарата. Утечки топлива из насоса-регулятора 2 по дренажному каналу перепускаются на вход подкачивающего насоса 1. В процессе работы ГТД осуществляется постоянное диагностирование состояния насоса-регулятора 2 и блока управления его работой в режиме реального времени.

Параллельно топливо от подкачивающего центробежного насоса 1 поступает на вход плунжерного насоса 3, с выхода которого подается через фильтр 8 на гидроцилиндры 11 управления положением направляющих аппаратов сопла ГТД и по топливному каналу к дозатору 9 топлива.

При штатной работе насоса-регулятора 2 и блока его управления, управляемый от блока управления 10 запорный клапан 14 закрыт и топливо в дозатор 9 не поступает. В блок управления 10 постоянно поступает с датчика информация о количестве оборотов ротора двигателя.

В случае диагностирования нарушения работы насоса-регулятора 2 или блока его управления, например, при переходе с режима «малый газ» на повышенный режим, заключающегося в том, что расход топлива, поступающего с насоса-регулятора 2 в двигатель, не увеличивается и не соответствует заданному. В данном случае система управления летательного аппарата диагностирует «частичный отказ насоса-регулятора или блока его управления».

Сигнал о неисправности насоса-регулятора 2 или блока его управления с борта летательного аппарата поступает в блок управления 10, который выдает команду на открытие запорного клапана 14 и включение исполнительного механизма 12 для управления положением дозирующего элемента дозатора 9 топлива.

В результате топливо поступает с плунжерного насоса 3 через открытый запорный клапан 14 в дозатор 9, с которого по резервному топливному каналу подается в основной топливный канал перед теплообменником 5 и смешивается с топливом от насоса-регулятора 2.

Таким образом, недостаток топлива от насоса-регулятора 2 компенсируется его дополнительной подкачкой через резервный топливный канал плунжерным насосом 3, а заданное количество подаваемого на распределитель 7 топлива определяется количеством топлива с насоса-регулятора 2 и, дополнительно, количеством топлива, пропускаемого через дозатор 9 от плунжерного насоса 3.

Количество пропускаемого топлива через дозатор 9 регулируется положением дозирующего элемента, которое устанавливается исполнительным механизмом 12, управляемым от блока управления 10. В процессе работы дозатора 9 реальное положение дозирующего элемента (характеризующего пропускную способность дозатора) отслеживается датчиком 13 и поступает в блок управления 10. Параллельно в блок управления 10 поступает сигнал от датчика оборотов ротора двигателя и блок управления выдает управляющий сигнал на исполнительный механизм 12 на увеличение проходного сечения дозатора до тех пор, пока число оборотов ротора не достигнет заданного для данного режима работы ГТД.

Утечки топлива из дозатора 9 по дренажному каналу перепускаются на вход подкачивающего насоса 1.

Такое управление позволяет сохранить ГТД достаточно длительное время в работоспособном состоянии для завершения полетного задания. Перед посадкой самолета по сигналу с блока управления 10 производится выключение дозатора 9, в результате чего расход топлива, поступающего в двигатель от насоса 2, снижается до величины малого газа. На режиме малого газа осуществляется посадка летательного аппарата, после чего выключается подача топлива от насоса-регулятора 2.

Использование в системе подачи топлива трех фильтров обеспечивает подачу очищенного топлива на насос-регулятор, плунжерный насос и дозатор, что повышает их надежность работы и ресурс.

В заявленной системе используются только серийные отработанные насосы, никакие дополнительные насосы в систему для повышения ее надежности за счет дублирования не вводятся. За счет применения резервного канала и достаточно простого конструктивно отработанного многолетней эксплуатацией дозатора топлива, надежность заявленной системы выше известных систем. Даже при полном отказе насоса-регулятора обеспечивается работоспособность ГТД, что особенно важно для ГТД одномоторных летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе - аварийных. Система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы и упрощение ее конструкции. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащая качающий блок, включающий подкачивающий насос, имеющий возможность соединения входом с топливным баком, а также насос-регулятор и плунжерный насос, подсоединенные своими входами к выходу подкачивающего насоса, выход насоса-регулятора имеет возможность соединения посредством основного топливного канала с распределителем топлива по коллекторам камеры сгорания двигателя, отличающаяся тем, что система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления.

2. Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в основной топливный канал между насосом-регулятором и распределителем топлива включен топливно-масляный теплообменник, предназначенный для охлаждения масла.

3. Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в основной топливный канал между насосом-регулятором и распределителем топлива включен топливный фильтр.

4. Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в топливный канал, соединяющий плунжерный насос и дозатор топлива, включен топливный фильтр.

5. Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в топливный канал, соединяющий подкачивающий насос с насосом-регулятором и плунжерным насосом, включен топливный фильтр.