УСТРОЙСТВО И СПОСОБ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО НАГРЕВАНИЯ ТОПЛИВА В ТУРБОМАШИНЕ Российский патент 2019 года по МПК F02C7/224 

Настоящее изобретение относится к устройству предварительного нагревания жидкости и способу, применяющему это устройство.

Точнее, изобретение применяется в авиационных двигателях, то есть в двигателях самолетов (турбореактивных двигателях, турбовинтовых двигателях) и в двигателях вертолетов, а также в непропульсивных генераторах мощности.

Более конкретно, вспомогательный блок питания (ВБП) означает вспомогательный блок (обычно турбогенератор), предназначенный для производства энергии (электрической, пневматического давления) на борту самолета, для питания на земле различных бортовых систем, когда двигатели, использующиеся для поступательного движения самолета, остановлены для экономии топлива, или для запуска ходовых двигателей. Во время полета ВБП можно использовать или не использовать. В случае с самолетами ВБП обычно расположен в задней части воздушного судна, в хвостовом обтекателе, и содержит топливные инжекторы в камере сгорания.

Должна быть возможность осуществить запуск вспомогательного блока питания в холодном состоянии, то есть после продолжительного времени простоя или в случае низких температур наружного воздуха на поверхности земли или на высоте.

Для того, чтобы правильно достичь воспламенения топлива в камере сгорания, необходимо, чтобы впрыскиваемое топливо было отмерено в подходящей пропорции. Это нужно для того, чтобы было подходящим отношение расхода топлива к расходу воздуха, соответствующему процентному содержанию топлива. Излишне низкое процентное содержание топлива делает невозможным зажигание в камере сгорания, в то же время избыточное процентное содержание ведет к слишком большому росту температуры в камере сгорания, что может нарушить правильное функционирование вспомогательного блока питания.

Также следует отметить, что высокая вязкость топлива в холодных условиях ухудшает качество топливной струи, распыляемой инжекторами, и снижает производительность зажигания.

Для упрощения зажигания в камере сгорания известно предварительное конфигурирование закономерностей, регулирующих расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, в соответствии с температурой окружающего воздуха и/или температурой топлива. Эти закономерности также определяют по компоненту, используемому для распределения топлива. Однако эти закономерности определены на заводе и не принимают в расчет действительные параметры работы двигателя, такие как скорость вращения главного ротора двигателя ВБП, температура наружного воздуха или высота полета воздушного судна, и следовательно, расход впрыскиваемого топлива никогда не является оптимальным.

Кроме того, усовершенствование управления измерением является сложным и дорогим для внедрения. Наконец, ни одно из существующих технических решений не дает возможности предварительно нагревать топливо при запуске, что позволяло бы снизить вязкость топлива и, таким образом, сократило бы влияние на регулирование подачи топлива.

Фиг. 1 изображает часть топливного контура 10 в ВБП, где контур 10 содержит топливный дозирующий насос 12, состоящий из электродвигателя 14, соединенного с зубчатым насосом 16. Электродвигателем 14 управляют с помощью электронного блока 18 питания, размещенного в контакте с частью топливного контура так, чтобы образовать теплообменник.

Контур 10 также содержит клапан 22, выполненный с возможностью перемещения между первым положением и вторым положением. В первом положении клапан 22 предотвращает поток топлива в топливные инжекторы 24 и позволяет осуществлять рециркуляцию топлива в обводной трубке 26, нижний по потоку конец которой находится по потоку перед зубчатым насосом 16 и после топливного фильтра 28. В своем втором положении клапан 22 обеспечивает поток топлива к инжекторам 24 и блокирует поток топлива в обводной трубке 26.

Использование обводной трубки 26 дает возможность создавать постоянную замкнутую петлю циркуляции топлива, когда клапан 22 находится в первом положении, с помощью насоса 12, функционирующего, например, на холостом ходу. В этом положении топливо, присутствующее в петле топливного контура 10, нагревают с помощью тепла, произведенного электронным модулем 18 питания и переданного через теплообменник в топливо.

Однако, как указывалось выше, нагрев топлива оказывается недостаточным, а результатом являются ранее описанные трудности в измерении топлива и, следовательно, воспламенении топлива в камере. Добавление нагревательного компонента для топлива, предназначенного исключительно для предварительного нагревания топлива, не рекомендовано, поскольку это ведет к увеличению массы, вызывающей повышение расхода топлива в самолете.

Задачей изобретения является, в частности, получение простого, экономичного и эффективного решения данных проблем, дающего возможность по крайней мере частично устранить вышеназванные недостатки.

С целью решения этой задачи, изобретение относится к устройству для предварительного нагревания жидкости для питания элемента оборудования, содержащему жидкостной контур, включающий электрический насос, управляемый электронным блоком питания, теплообменник, выполненный с возможностью осуществлять теплообмен между электронным модулем питания и жидкостью в контуре, обводную трубку, соединяющую нижнюю по потоку сторону теплообменника и электрического насоса с верхней по потоку стороной теплообменника и электрического насоса, и клапан, выполненный с возможностью принимать первое положение, в котором он прекращает циркуляцию жидкости к элементу оборудования и позволяет осуществить циркуляцию жидкости в обводной трубке, и второе положение, в котором он позволяет осуществить циркуляцию жидкости в оборудовании и прекращает циркуляцию жидкости в обводной трубке, при этом устройство дополнительно содержит средства для повышения разности давления между входом и выходом из насоса, причем эти средства расположены в обводной трубке.

Согласно изобретению добавление средств для повышения разности давления дает возможность повысить мощность, потребляемую электрическим насосом, и, следовательно, увеличить рост температуры в топливе, циркулирующем в петле, когда клапан находится в первом положении.

Когда клапан переходит в свое второе положение, топливо при этом достаточно нагрето, чтобы его можно было без проблем подать в инжекторы и осуществить воспламенение в камере сгорания. Эти средства повышения давления преимущественно активны только тогда, когда клапан находится в своем первом положении, при этом не оказывая влияния на расход топлива, подаваемого в оборудование, когда насос находится в своем втором положении.

Поэтому, в отличие от предшествующего уровня техники, запуск камеры сгорания ВБП может быть осуществлен с горячим топливом, вязкость которого позволяет отмерять его оптимальным способом для подачи в инжекторы и для лучшего распыления.

Идеально, когда объем циркулирующего топлива определяют так, чтобы он соответствовал объему топлива, необходимого для запуска ВБП.

После фазы зажигания топлива предварительно нагретый объем израсходован, и в камеру подают холодное топливо, выходящее из баков, которое больше не представляет каких-либо трудностей, поскольку регулирующая система начинает управлять двигателем ВБП, то есть она непрерывно корректирует количество топлива, распыляемого в камере сгорания, в соответствии с рабочими параметрами двигателя, при этом последний достигает номинальной рабочей скорости.

Согласно другой характеристике изобретения, клапан установлен ниже по потоку после теплообменника и насоса.

Предпочтительно, чтобы теплообменник был расположен по потоку ниже жидкостного насоса и выше клапана.

В практическом варианте осуществления изобретения клапан представляет собой трехходовой клапан типа клапана с золотником или электромагнитного клапана, выполненного с возможностью поступательно перемещаться между первым и вторым положениями.

Согласно другой характеристике изобретения, средства для повышения разности давления встроены в клапан.

По одному из вариантов осуществления изобретения средства для повышения разности давления встроены в клапан.

В одном варианте осуществления изобретения средства для повышения разности давления содержат зону с уменьшенным поперечным сечением.

В другом варианте осуществления изобретения средства для повышения разности давления содержат откидной (пластинчатый) клапан, выполненный с возможностью открываться при заданном пороговом значении давления.

Фильтр может быть расположен ниже по потоку нижнего по потоку конца обводной трубки и выше по потоку электрического насоса.

Устройство согласно изобретению имеет особые преимущества, когда жидкость представляет собой топливо, а оборудование представляет собой коллектор, подающий топливо в инжекторы в камере сгорания.

Изобретение также относится к авиационным двигателям, содержащим устройство предварительного нагревания, описанное выше.

Также изобретение относится к способу запуска авиационного двигателя, содержащего жидкостный контур, включающий электрический насос, управляемый электронным блоком питания, теплообменник, выполненный с возможностью обменивать тепло между электронным блоком питания и жидкостью в контуре, обводную трубку, соединяющую нижнюю по потоку сторону теплообменника и электрического насоса с верхней по потоку стороной теплообменника и электрического насоса, и клапан, выполненный с возможностью занимать первое положение, в котором он прекращает поток жидкости к элементу оборудования и обеспечивает поток жидкости в обводную трубку, и второе положение, в котором он обеспечивает поток жидкости в оборудование и прекращает поток жидкости в обводную трубку, при этом способ включает фазу предварительного нагревания топлива (жидкости) в обводной трубке, когда клапан находится в первом положении.

В частности, способ запуска заключается в удержании клапана в его первом положении в течение времени, необходимого для достижения заданной температуры жидкости, а затем в установлении клапана в его втором положении, чтобы обеспечить поток жидкости к оборудованию.

Изобретение станет понятнее, а прочие подробности, преимущества и признаки данного изобретения также станут очевидными при ознакомлении с нижеследующим описанием, приведенным в качестве неограничивающего примера со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 представляет собой схематическое изображение топливного контура согласно уже описанному предшествующему уровню техники;

Фиг. 2 - схематическое изображение в укрупненном масштабе зоны, ограниченной пунктирными линиями на фиг. 1;

Фиг. 3 - схематическое изображение топливного контура согласно первому варианту осуществления изобретения с клапаном в первом положении;

Фиг. 4 - схематическое изображение топливного контура согласно первому варианту осуществления изобретения с клапаном во втором положении;

Фиг. 5 - схематическое изображение топливного контура согласно второму варианту осуществления изобретения;

Фиг. 6 - схематическое изображение топливного контура согласно третьему варианту осуществления изобретения;

Фиг. 7 - схематическое изображение топливного контура согласно четвертому варианту осуществления изобретения.

Ссылка прежде всего сделана на фиг. 3, показывающий устройство для нагрева топлива согласно изобретению, причем такие же номера использованы для обозначения элементов, похожих или идентичных описанным, со ссылкой на фиг. 1 или 2.

Устройство 30 по изобретению содержит средства 32 для повышения разности давления. В варианте на фиг. 3-5 эти средства образованы зоной 32 с уменьшенным поперечным сечением по сравнению с остальной обводной трубкой 27.

Во время работы, когда клапан 22 находится в своем первом положении (фиг. 3), насосом 12 управляют и питают его электричеством от блока питания 18. Энергию, рассеиваемую электрическим двигателем 14 и электронным блоком 18 питания, передают к топливу по участку 20 контура, образующему теплообменник.

Зона 32 с уменьшенным поперечным сечением дает возможность создавать перепад давления, обеспечивающий увеличение разности давления между стороной выше по потоку и стороной ниже по потоку насоса 12, что увеличивает давление, потребляемое насосом, и вызывает повышение температуры топлива.

Таким образом, согласно изобретению, введение зоны 32 с уменьшенным поперечным сечением дает возможность быстрее повысить температуру топлива, циркулирующего в контуре, по сравнению с системой без зоны с уменьшенным поперечным сечением, когда клапан 22 находится в своем первом положении.

Когда оператор хочет выполнить зажигание в камере сгорания, клапан 22 переводят в его второе положение (фиг. 4), и нагретое топливо, таким образом, течет в направлении топливных инжекторов, что гарантирует более низкую вязкость и упрощает измерение и распыление топлива, подаваемого в камеру.

После зажигания в камере сгорания, когда количество топлива, нагретое заранее, израсходовано, в камеру сгорания подают холодное топливо, поступающее из авиационных топливных баков. Подача в камеру сгорания больше не представляет трудностей, поскольку камера сгорания уже воспламенилась, а регулирующая система берет на себя управление двигателем, т.е. непрерывно корректирует количество топлива в камере сгорания согласно параметрам двигателя, так чтобы последний достиг своей номинальной рабочей скорости (замкнутая система управления).

С целью увеличения количества горячего топлива, подаваемого в камеру сгорания, фильтр 28 расположен таким образом, что нижний по потоку конец обводной трубки 27 выходит выше по потоку фильтра 28.

Во втором варианте осуществления устройства, изображенного на фиг. 5, зона с уменьшенным поперечным сечением 32 расположена в клапане 34. На практике клапан 34 может быть такого типа, который содержит первый канал 36, питающий обводную трубку 27, и второй канал 38, питающий инжекторы 24. Зона с уменьшенным поперечным сечением 32 при этом может быть расположена в первом канале 36.

В третьем варианте осуществления устройства 39, изображенного на фиг. 6, средства для повышения разности давления содержат откидной клапан 40 с пружиной, установленный на обводной трубке 27, чтобы таким образом обеспечить поток топлива, когда давление выше порогового давления и прекратить поток топлива, когда давление ниже этого порогового значения.

В четвертом варианте осуществления устройства 42, изображенного на фиг. 7, электрический насос 44 не обеспечивает измерение топлива, которое затем осуществляют с помощью независимого измерительного компонента 46, такого как сервоклапан, расположенного между верхним по потоку концом обводной трубки 27 и топливными инжекторами 24.

В таком варианте осуществления изобретения клапан 48 расположен в обводной трубке 27 между зоной с уменьшенным поперечным сечением 32 и верхним по потоку концом обводной трубки 27.

На практике измерительный компонент 46 может представлять собой клапан с переменным открыванием, который можно полностью закрыть, чтобы прекратить поток топлива к инжекторам 24.

В такой конфигурации рециркуляция топлива в обводной трубке 27 для его нагрева гарантирована.

Когда первый клапан 48 прекращает циркуляцию топлива в обводной трубке 27, тогда компонент 46 открывает поток топлива к инжекторам 24.

Изобретение, таким образом, имеет особые преимущества в случае применения во вспомогательных блоках питания, но в равной степени оно применимо в турбореактивных двигателях любого типа или турбинных двигателях, требующих запуска в условиях, когда топливо является холодным.

Изобретение относится к авиационным двигателям. Устройство для предварительного нагревания жидкости для питания топливных инжекторов содержит топливный контур, включающий электрический насос, управляемый электронным блоком питания. Обводная трубка обеспечивает возможность пропускания или перекрытия потока топлива к оборудованию. Устройство содержит средства повышения разности давления между входом и выходом насоса, причем данные средства установлены в обводной трубке. Изобретение позволяет повысить эффективность нагрева топлива. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Устройство (30, 31, 39, 42) для предварительного нагревания топлива для питания элемента оборудования, содержащее:

- топливный контур, включающий электрический насос (12, 44), управляемый электронным блоком (18) питания, теплообменник, выполненный с возможностью осуществлять теплообмен между электронным блоком (18) питания и топливом в контуре, обводную трубку (27), соединяющую нижнюю по потоку сторону теплообменника и электрического насоса (12, 44) с верхней по потоку стороной теплообменника и электрического насоса (12, 44), и клапан (22, 34, 46), выполненный с возможностью принимать первое положение, в котором он прекращает циркуляцию топлива к элементу оборудования (24) и обеспечивает возможность циркуляции топлива в обводной трубке (27), и второе положение, в котором он обеспечивает возможность циркуляции топлива в оборудовании (24) и прекращает циркуляцию топлива в обводной трубке (27),

- при этом устройство дополнительно содержит средства для повышения разности давления между входом и выходом из насоса (12, 44), причем эти средства расположены в обводной трубке (27).

2. Устройство по п. 1, в котором клапан (22, 34) расположен ниже по потоку относительно теплообменника и насоса.

3. Устройство по одному из пп. 1 или 2, в котором теплообменник расположен ниже по потоку относительно топливного насоса и выше по потоку относительно клапана (2, 34).

4. Устройство по одному из пп. 1-3, в котором клапан представляет собой трехходовой клапан (22) золотникового типа или электромагнитный клапан, который выполнен с возможностью перемещения между первым и вторым положениями.

5. Устройство по п. 4, в котором средства для повышения разности давления встроены в клапан (34).

6. Устройство по одному из пп. 1-5, в котором средства для повышения разности давления включают зону с уменьшенным поперечным сечением (32).

7. Устройство по одному из пп. 1-6, в котором средства для повышения разности давления содержат откидной клапан (40), выполненный с возможностью открываться при заданном пороговом значении давления.

8. Устройство по одному из пп. 1-7, в котором фильтр (28) расположен ниже по потоку относительно нижнего по потоку конца обводной трубки и выше по потоку относительно электрического насоса (12).

9. Устройство по одному из пп. 1-8, в котором оборудование представляет собой коллектор, подающий топливо к инжекторам (24) в камере сгорания.

10. Авиационный двигатель, содержащий устройство для предварительного нагрева по одному из пп. 1-9.

11. Способ запуска авиационного двигателя, содержащего топливный контур, включающий электрический насос (12, 44), управляемый электронным блоком (18) питания, теплообменник, выполненный с возможностью осуществлять теплообмен между электронным блоком (18) питания и топливом в контуре, обводную трубку (27), соединяющую нижнюю по потоку сторону теплообменника и электрического насоса (12, 44) с верхней по потоку стороной теплообменника и электрического насоса (12, 44), и клапан (22, 34, 46), выполненный с возможностью принимать первое положение, в котором он прекращает поток топлива к элементу оборудования (24) и обеспечивает возможность потока топлива в обводной трубке (27), и второе положение, в котором он обеспечивает возможность потока топлива в оборудовании (24) и прекращает поток топлива в обводной трубке (27), при этом способ включает фазу предварительного нагревания топлива в обводной трубке, когда клапан находится в первом положении.

12. Способ запуска по п. 11, в котором фаза предварительного нагревания заключается в удержании клапана (22) в его первом положении в течение времени, необходимого для достижения заданной температуры топлива, а затем в установлении клапана (22) в его втором положении, чтобы обеспечить возможность потока топлива к оборудованию (24).