ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА Советский патент 1994 года по МПК F16H61/64 

Изобретение относится к области машиностроения, и в частности к энергетическим установкам, преимущественно летательного аппарата.

Целью изобретения является упрощение конструкции и повышение стабильности поддержания частоты вращения выходного вала гидротрансформатора путем поддержания требуемой величины давления жидкости в круге циркуляции гидротрансформатора в зависимости от частоты вращения входного вала и нагрузки.

На фиг.1 изображена схематически энергетическая установка летательного аппарата; на фиг.2 - дросселирующее устройство в увеличенном масштабе.

Энергетическая установка летательного аппарата содержит генератор 1, гидротрансформатор 2, включающий насосное колесо 3, турбину 4, реактор с поворотными лопатками 5, образующие круг 6 циркуляции рабочей жидкости, корпус 7, в котором расположен канал 8 подвода рабочей жидкости от насоса 9 топливной системы летательного аппарата.

В канале 8 подвода рабочей жидкости расположено дросселирующее устройство, которое выполнено в виде цилиндрического канала 10, образующего с корпусом 7 дросселирующего с корпусом 7 дросселирующее сечение 11 и две камеры 12 и 13. Камера 12 сообщена с кругом 6 циркуляции рабочей жидкости между турбиной 4 и поворотными лопатками 5 реактора, а камера 13 сообщена с кругом 6 циркуляции между поворотными лопатками 5 и насосным колесом 3.

В камере 13 установлена пружина 14.

Насосное колесо 3 гидротрансформатора 2 связано с валом коробки приводов 15 двигателя 16 летательного аппарата. Гидротрансформатор 2 снабжен регулятором 17, воздействующими на поворотные лопатки 5 реактора. Насос 8 топливной системы летательного аппарата соединен с каналом 8 подвода рабочей жидкости при помощи трубопровода 18.

Работа энергетической установки происходит следующим образом.

От коробки приводов 15 двигателя 16 приводится во вращение насосное колесо 3 гидротрансформатора 2 с переменными оборотами, кратными оборотам двигателя 16. В насосном колесе 3 крутящий момент от двигателя 16 преобразуется в кинетическую и потенциальную энергию рабочей жидкости - топливо. Далее турбиной 5 энергия жидкости преобразуется в крутящий момент от двигателя 16 преобразуется в кинетическую и потенциальную энергию рабочей жидкости - топливо. Далее турбиной 5 энергия жидкости преобразуется в крутящий момент ротора генератора 1. Ротор генератора 1 вращается с постоянными оборотами независимо от оборотов двигателя 16 и нагрузки в системе электроснабжения летательного аппарата. Регулирование частоты вращения генератора 1 осуществляется регулятором 17, воздействующим на поворотные лопатки 5 реактора. Рабочая жидкость - топливо поступает в гидротрансформатор 2 от насоса 9 топливной системы летательного аппарата по трубопроводу 18 через канал 8, в котором расположено дросселирующее устройство. Насос 3 топливной системы летательного аппарата создает давление топлива, необходимое для обеспечения заданных режимов работы двигателя 16. Давление в круге 6 циркуляции рабочей жидкости между турбиной 4 и поворотными лопатками 5 реактора передается в камеру 12 клапана 10, давление между поворотными лопатками 5 и насосным колесом 3 передается в камеру 12 клапана 10, а давление между поворотными лопатками 5 и насосным колесом 3 - в камеру 13 клапана 10.

Усилие, возникающее на клапане 10 от воздействия разности давлений в камерах 12 и 13, уравновешивается пружиной 15.

Клапан 10 устанавливается в такое положение, при котором обеспечивается оптимальное дросселирующее сечение 11 между клапаном 10 и корпусом 7, создающее в круге 6 циркуляции рабочей жидкости гидротрансформатора 2 необходимое давление, обеспечивающее максимальный КПД гидротрансформатора 2 на каждом режиме. Например, при снижении нагрузки генератора 1 или увеличении оборотов двигателя 16 под действием регулятора 17 происходит поворот лопаток 5 реактора в сторону уменьшения сечения на входе в насосное колесо 3. При этом давление рабочей жидкости на входе в насосное колесо 3 снижается и соответственно снижается давление в камере 13 клапана 10. Перепад давления между камерой 13 и камерой 12 возрастает, соответственно возрастает усилие на клапан 10. Клапан 10 опускается, сжимает пружину 14 и уменьшает дросселирующее сечение 11. Давление рабочей жидкости, поступающей от насоса 9 топливной системы по каналу 8, при прохождении через уменьшенное дросселирующее сечение 11 также уменьшается до требуемой для этого режима величины.

При увеличении нагрузки генератора 1 или снижении оборотов двигателя 16 лопатки 5 реактора регулятором 17 поворачиваются в сторону увеличения сечения на входе в насосное колесо 3. Давление рабочей жидкости на входе в насосное колесо 3 возрастает. При этом возрастает также давление в камере 13 клапана 10.

Перепад давления между камерами 12 и 13 уменьшается, усилие, действующее на клапан 10 снижается, клапан 10 поднимается под действием пружины 14, увеличивая дросселирующее сечение 11. Давление рабочей жидкости в круге 6 циркуляции возрастает до оптимальной величины для данного режима.

Дросселирующее сечение 11 между клапаном 10 и корпусом 7 выбирается таким образом, чтобы во всем диапазоне работы гидротрансформатора 2 обеспечить оптимальное давление в круге 6 циркуляции гидротрансформатора независимо от располагаемого давления рабочей жидкости, создаваемого насосом 9 топливной системы летательного аппарата.

Таким образом обеспечивается при простом конструктивном выполнении энергетической установки стабильное поддержание частоты вращения выходного вала гидротрансформатора независимо от частоты вращения входного вала и нагрузки.

Изобретение может быть использовано в летательных аппаратах. Цель изобретения - упрощение конструкции и повышение стабильности поддержания частоты вращения выходного вала гидротрансформатора (ГТ) 2. ГТ 2 включает насосное колесо 3, турбину 4 и лопатки 5 реактора, образующие круг 6 циркуляции рабочей жидкости. В корпусе 7 выполнен канал 8 подвода жидкости, подключенный к выходу насоса 9. Дросселирующее устройство образовано подвижным цилиндрическим клапаном 10, установленным в корпусе 7 и образующим с последним камеры (К) 12, 13. В К 13 установлена пружина 14. На клапане 10 выполнен цилиндрический бурт, в корпусе 7 - кольцевая К, соединенная с выходом насоса 9. К 12 подключена к кругу 6 циркуляции между турбиной 4 и лопатками 5. К 13 подключена к кругу 6 между лопатками 5 и колесом 3. Величина давления жидкости в круге 6 ГТ 2 поддерживается в зависимости от частоты вращения вала и нагрузки. 2 ил.

ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА преимущественно летательного аппарата, содержащая гидротрансформатор, включающий насосное колесо, турбину и лопатки реактора, образующие круг циркуляции, и корпус, в котором выполнен канал подвода жидкости, подключенный к выходу подающего насоса и снабженный дросселирующим устройством, образованным подвижным цилиндрическим клапаном, установленным в корпусе и образующим с последним первую и вторую камеры,в последней из которых установлена пружина цилиндрического клапана, отличающаяся тем, что, с целью упрощения конструкции и повышения стабильности поддержания частоты вращения выходного вала гидротрансформатора, на цилиндрическом клапане выполнен цилиндрический бурт, а в корпусе - кольцевая камера, соединенная с выходом подающего насоса, и цилиндрический поясок, образующий с цилиндрическим буртом клапана дросселирующую щель, причем первая камера подключена к кругу циркуляции между турбиной и лопатками реактора, а вторая камера - к кругу циркуляции между лопатками реактора и насосным колесом.