Насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата Российский патент 2021 года по МПК F02C7/22 

Описание патента на изобретение RU2748107C1

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к области систем автоматического управления подачи топлива к газотурбинному двигателю летательного аппарата.

В настоящее время широко распространены системы топливопитания газотурбинного двигателя, в которых подача топлива к форсункам камер сгорания основного и форсажного контура производится системой автоматического управления с насосным агрегатом, содержащим один центробежный насос.

Известен насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя, содержащий основной насос подачи топлива в камеру сгорания, связанный с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента, внутренняя полость которого гидравлически связана через переключающее устройство с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания и с напорной полостью этого насоса, при этом регулирующий орган гидродинамического преобразователя и управляющая полость переключающего устройства подключены к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем. (Патент РФ №2413856, опубл. 2011 г.)

В известном устройстве осуществление связи насоса подачи топлива в камеру сгорания с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента обеспечивает на каждом требуемом режиме работы двигателя подачу топлива на вход основного насоса с оптимальным давлением при минимальных затратах мощности для привода этого насоса, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе. Кроме того, такое конструктивное исполнение позволяет использовать основной насос для питания как основной, так и форсажной камеры сгорания.

Кроме того, такое устройство позволяет при малых расходах топлива по команде системы автоматического управления отключить в полете основной насос для подачи топлива в камеру сгорания и переключить работу двигателя от насоса, предназначенного для питания топливом силовых агрегатов. Это способствует снижению нагрева топлива на режимах полета с малыми расходами топлива на двигатель, однако, ввиду того, что насос, предназначенный для питания силовых агрегатов, также обладает достаточно большой мощностью, при падении расходов топлива на двигатель на режиме малого газа и на крейсерских режимах полета, когда величина подачи топлива становится меньше 5% от максимальных значений подачи, также может возникать перегрев топлива. Данное обстоятельство не позволяет осуществлять работу двигателя в максимально возможном диапазоне режимов его работы, тем самым не позволяя обеспечить достижение более высоких тактико-технических характеристик летательного аппарата.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является предотвращение перегрева топлива в системе топливопитания газотурбинного двигателя при уменьшении величины подачи топлива до 1%, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и, тем самым, повысить надежность ее работы.

Технический результат достигается тем, что насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя, содержащий основной насос подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, связанный своим напорным патрубком с выходным патрубком насосного агрегата, установленный на выходном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, связанного с валом газотурбинного двигателя, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя крутящего момента гидравлически связана с входом основного насоса и с его напорной полостью, а регулирующий орган гидродинамического преобразователя подключен через сервопоршень к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем, снабжен дополнительным насосом в виде центробежной крыльчатки с мощностью потребления не превышающей 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, установленной на входном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, причем напорная полость дополнительного насоса связана посредством гидравлического канала с размещенным в нем отсечным обратным клапаном с выходным патрубком насосного агрегата, при этом в напорном патрубке основного насоса также размещен отсечной обратный клапан. Кроме того, напорная полость дополнительного насоса через дроссельное устройство может быть соединена с внутренней полостью гидродинамического преобразователя крутящего момента.

Установка на входном валу гидродинамического преобразователя дополнительной крыльчатки малой мощности, напорная полость которой связана с выходной полостью насосного агрегата каналом связи и наличие в этом канале, а также в напорном патрубке основного насоса, отсечных обратных клапанов позволяет реализовать двухкаскадное исполнение насосного агрегата, при котором топливопитание газотурбинного двигателя на режиме малого газа и на крейсерских режимах полета, когда величина подачи топлива становится меньше 5% от максимальных значений подачи, осуществляется только за счет дополнительной крыльчатки, малая мощность которой не допускает перегрева топлива, поддерживая тем самым низкую теплонапряженность всей системы топливопитания двигателя.

Изобретение поясняется графически, где на фиг. 1 представлена схема топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Насосный агрегат содержит насос в виде установленной в корпусе насоса шнекоцентробежной крыльчатки 1, рассчитанной на большие величины подачи с давлением 100 кгс/см2 и более, требующей для своей работы 100 кВт и более. Крыльчатка 1 установлена в подшипниках 2 на выходном валу 3 гидродинамического преобразователя 4 крутящего момента.

Входной вал 5 гидравлического преобразователя 4 кинематически связан с ротором газотурбинного двигателя летательного аппарата. Регулирующим органом гидропреобразователя 4 являются поворотные лопатки 6 реактора, поворот которых осуществляет сервопоршень 7, соединенный импульсными каналами 8 с регулятором 9 подачи топлива системы автоматического управления двигателя. Для работы гидропреобразователя 4 с высоким КПД на его входном валу 5 и выходном валу 3 устанавливаются гидравлические уплотнения 10, например, торцевого типа. Патрубок 11 выхода топлива из агрегата соединен с напорной полостью 12 шнекоцентробежной крыльчатки 1 связным каналом с обратным клапаном 13.

Данные конструктивные элементы образуют первый каскад насосного агрегата.

Второй каскад агрегата выполняется в виде дополнительного насоса, представляющего собой установленную в корпусе 14 центробежную крыльчатку 15 с малой мощностью потребления - не более 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, имеющей высокие значения КПД при малых величинах коэффициента быстроходности. Крыльчатка 15 закреплена на входном валу 5 преобразователя 4. Напорная полость 16 дополнительного насоса соединена посредством связного канала 17 с напорной полостью 12 шнекоцентробежной крыльчатки 1 первого каскада. Для устранения перетеканий топлива из первого каскада во второй каскад в связном канале 17 устанавливается клапан 18 обратного типа. Напорная полость 16 соединяется с внутренней полостью 19 гидропреобразователя при помощи дроссельного устройства 20 (жиклерного типа).

Работа двухкаскадного насоса топливоподачи в систему автоматического управления двигателя осуществляется следующим образом.

Для работы газотурбинного двигателя с большими подачами (от 100% до 5%) регулятор 9 за счет открытия поворотных лопаток реактора 6 производит включение гидродинамического преобразователя 4 в создание больших мощностей на выходном валу 3 его турбины. Шнекоцентробежная крыльчатка 1 первого контура создает высокие давления, и открывает обратный клапан 13 и закрывает обратный клапан 18, в результате чего топливо практически без гидравлических потерь (гидравлические потери в обратных клапанах близки к нулевым значениям) поступает на выходной патрубок 11 к системе автоматического управления двигателем.

Для работы газотурбинного двигателя с малыми подачами (менее 5%) регулятор 9 по импульсным каналам 8 на сервопоршень 7 закрывает полностью поворотные лопатки реактора 6, в результате чего мощность преобразователя 4 падает практически до нуля - частота вращения выходного вала 3 преобразователя 4 и давление за шнекоцентробежной крыльчаткой 1 первого каскада становятся крайне малыми. При этом за счет давления развиваемого крыльчаткой 15 второго каскада обратный клапан 18 открывается, а обратный клапан 13 закрывается. В таком режиме топливо в систему автоматического управления двигателя поступает только из второго каскада насоса. Дроссельное устройство 20 при полностью закрытых поворотных лопатках 6 реактора позволяет топливу перетекать во внутреннюю полость 19 преобразователя 4 с целью исключения потерь на его насосном колесе, которое продолжает вращаться, и охлаждения полости 19. Поскольку мощность насоса второго каскада мала, подогревы топлива при подаче менее 5% не превысят величины 15-20 градусов Цельсия, что и создает низкую теплонапряженность всей топливной системы двигателя.

Предлагаемое изобретение открывает новое направление развития и достижения более высоких параметров и тактико-технических летных характеристик при построении новых поколений газотурбинных двигателей и летательных аппаратов авиационной отрасли.

Создание повышенного хладоресурса топлива летательного аппарата позволяет улучшать работу его многочисленных комплексных систем, использующих топливо в качестве хладоагента, и отказаться от ряда топливовоздушных теплообменников, обеспечивая тем самым уменьшение веса самого летательного аппарата.

Похожие патенты RU2748107C1

название год авторы номер документа
ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ СТАРТЕРНЫЙ ПРИВОД-ГЕНЕРАТОР 2014
  • Думов Виктор Израилевич
  • Стрелец Михаил Юрьевич
  • Родионов Сергей Викторович
  • Тучинский Виктор Лазаревич
  • Фаддеев Владимир Александрович
RU2571895C1
СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2009
  • Думов Виктор Израилевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Михайлов Юрий Николаевич
  • Родионов Виктор Петрович
  • Тучинский Виктор Лазаревич
  • Федюкин Владимир Иванович
RU2413856C1
СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2002
  • Думов В.И.
  • Лебедев В.А.
  • Марчуков Е.Ю.
  • Погосян М.А.
  • Федюкин В.И.
  • Чепкин В.М.
RU2211347C1
Предвключенный производитель сжатого воздуха системы кондиционирования воздуха летательного аппарата 2018
  • Думов Виктор Израилевич
  • Галиев Айрат Наилевич
  • Львов Николай Юрьевич
  • Родионов Сергей Викторович
  • Тучинский Виктор Лазаревич
RU2689927C1
ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА 2000
  • Родионов В.П.
  • Думов В.И.
  • Михайлов Ю.Н.
  • Слугин В.Г.
  • Белоусов Ю.С.
RU2156210C1
Гидродинамический привод-генератор 2018
  • Думов Виктор Израилевич
  • Галиев Айрат Наилевич
  • Львов Николай Юрьевич
  • Родионов Сергей Викторович
  • Тучинский Виктор Лазаревич
RU2690120C1
СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1989
  • Думов В.И.
  • Евстафьев А.В.
  • Михайлов Ю.Н.
  • Тучинский В.Л.
SU1792127A1
СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1984
  • Жуков Е.П.
  • Думов В.И.
  • Зазулов В.И.
  • Евстафьев А.В.
  • Михайлов Ю.Н.
SU1235273A1
Гидродинамический привод-генератор 2018
  • Думов Виктор Израилевич
  • Львов Николай Юрьевич
  • Тучинский Виктор Лазаревич
  • Фаддеев Владимир Александрович
RU2680299C1
ГИДРОМЕХАНИЧЕСКАЯ АВТОМАТИЧЕСКАЯ МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ КОРОБКА ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ ПЕРЕДАЧ ДЛЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА И ТРАНСПОРТНОЕ СРЕДСТВО 2015
  • Думов Виктор Израилевич
  • Шакирова Ольга Владимировна
  • Шакиров Григорий Рафович
RU2585093C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 748 107 C1

Реферат патента 2021 года Насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к области систем автоматического управления подачи топлива к газотурбинному двигателю летательного аппарата, и позволяет предотвратить перегрев топлива в системе топливопитания газотурбинного двигателя при уменьшении величины подачи топлива до 1%. Насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата выполнен по двухкаскадной схеме. Первый каскад содержит основной насос подачи топлива, установленный на выходном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, связанного с валом газотурбинного двигателя, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя крутящего момента гидравлически связана с входом основного насоса и с его напорной полостью, а регулирующий орган гидродинамического преобразователя подключен через сервопоршень к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем. Второй каскад агрегата содержит дополнительный насос в виде центробежной крыльчатки с мощностью потребления, не превышающей 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, установленный на входном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента. Напорная полость дополнительного насоса связана с выходным патрубком агрегата посредством гидравлического канала с установленным в нем отсечным обратным клапаном, при этом в выходном патрубке основного насоса также установлен отсечной обратный клапан. Напорная полость дополнительного насоса также соединена с внутренней полостью преобразователя через дроссельное устройство. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Формула изобретения RU 2 748 107 C1

1. Насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий основной насос подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, связанный своим напорным патрубком с выходным патрубком насосного агрегата, установленный на выходном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, связанного с валом газотурбинного двигателя, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя крутящего момента гидравлически связана с входом основного насоса и с его напорной полостью, а регулирующий орган гидродинамического преобразователя подключен через сервопоршень к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем, отличающийся тем, что на входном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента установлен дополнительный насос, выполненный в виде размещенной в корпусе насоса центробежной крыльчатки с мощностью потребления, не превышающей 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, напорная полость которого связана посредством гидравлического канала с установленным в нем отсечным обратным клапаном с выходным патрубком насосного агрегата, при этом в напорном патрубке основного насоса также установлен отсечной обратный клапан.

2. Насосный агрегат по п. 1, отличающийся тем, что напорная полость дополнительного насоса через дроссельное устройство соединена с внутренней полостью гидродинамического преобразователя крутящего момента.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2021 года RU2748107C1

СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2009
  • Думов Виктор Израилевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Михайлов Юрий Николаевич
  • Родионов Виктор Петрович
  • Тучинский Виктор Лазаревич
  • Федюкин Владимир Иванович
RU2413856C1
СИСТЕМА ТОПЛИВОПОДАЧИ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1989
  • Думов В.И.
  • Евстафьев А.В.
  • Михайлов Ю.Н.
  • Тучинский В.Л.
SU1792127A1
Клапан 1976
  • Хоменок Леонид Арсеньевич
  • Мутуль Валериан Вильгельмович
SU741240A2
СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ ОСНОВНОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2019
  • Коцюбинский Сергей Вадимович
RU2704055C1

RU 2 748 107 C1

Авторы

Думов Виктор Израилевич

Львов Николай Юрьевич

Даты

2021-05-19Публикация

2020-10-19Подача