Аварийная гидросиловая система летательного аппарата Советский патент 1982 года по МПК B64C13/36 

I

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к силовым системам, обеспечивающим питание проводов системы управления в аварийной ситуации.

Современный летальный аппарат включает в себя гидросиловую систему для подами жидкости под давлением при приведении в действие таких элементов как руль поворота, предкрылки, . закрылки и элероны. Насос гидравли ческой системы приводится в действие с помощью двигателя летательного аппарата, таким образом, важным является наличие вспомогательной силовой системы, которая позволяет обеспечить безопасную работу и посадку летательного аппарата в случае выхода из строя двигателя.

Известна аварийная гидросиловая система с турбоприводомгидронасоса, причем турбина работает на газе, получаемом в камере разложения топлива , питаемой от бака однокомпонентного топлива. Здесь используют стартовый заряд для создания энергии питания турбины до тех пор, пока скорость турбины не будет достаточна высока, чтобы заставить топливный насос подавать топливо под давлением из основного резервуара в камеру разложения топлива ij ,

Однако использование стартового

10 заряда для запуска системы обладает .определенным недостатком, который связан с тем, что скорость освобождения энергии заряда может не согласовываться с требованиями системы в

15 пределах широкого диапазона используемых температур. Быстрое сгорание и быстрая подача мощности может при вести к чрезмерно высокой скорости вращения турбины, что может вызвать

Я повреждение системы. Хотя этот недо-i статок может быть уменьшен путем использования вторичной системы контроля скорости, все еще желательно иметь

систему запуска, которая не требует запускающего заряда.

8 этом случае резервуар должен быть расположен на значительном расстоянии) топливного насоса, и может оказаться желательным предусмотреть подкачивающий насос на выходе резервуара, чтобы уменьшить до минимума необходимое давление в резервуаре и его линейные размеры.

. Цель изобретения - повышение надежности системы путем обеспечения исходного топлива для аварийной системы.

Указанная цель достигается тем, что гидросиловая система, содержащая камеру разложения топлива, турбину, соединенную выходным валом с насосом связанным трубопроводами с .баком однокомпонентного топлива и с камерой разложения топлива, а также устройство управления системой,снабжена стартовым баллоном, включающим в себя отсек со складывающейся стенкой для однокомпонентного топлива, трубопроводом стартового топлива, соединяющим отсек с камерой разложения, блокирующим устройством,перекрывающим в нормальных условиях трубопровод между отсеком и камерой разложения, баллоном с газом под давлением, связанным трубопроводом через редукционный клапан высокого давления и стартовый клапан со стартовым баллоном, а вторым трубопроводом - через редукционный клапан низкого давления, с баком однокомпонентного топлива, а также управляемым клапаном для предотвращения потока топлива из отсека в бак однокомпонентного топлива, причем устройство управления системой электри чески связано со стартовым клапаном.

В этой системе блокирующее устрои ство выполнено в виде разрывного диска установленного между отсеком и трубопроводом стартового топлива

Кроме этого, управляемый клапан установлен в трубопроводе между баком и трубопроводом стартового топлива

Еще одяой особенностью системы с установленными на турбине датчиками скорости ее вращения, при этом выход устройства управления электрически связан с управляющим клапаном.

На фиг.1 схематично изображен первый вариант выполнения аварийной, гидросиловой системы согласно настоящему изобретению; на фиг.2 - второй вариант выполнения такой системы силовой подачи.

Первый вариант выполнения.

Аварийная гидросиловая система питания включает в себякамеру 1 разложения, например термическую или каталитическую камеру разложения которая создает горячие газы, которы подаются на турбину 2, имеющую выходной вал 3, приводящий в движение редуктор, обозначенный в целом 4. Топливный насос 5 приводится в движение турбиной 2 через редуктор, чтобы подавать однокомпонентное (ракетное) топливо в камеру разложения из топливного резервуара 6, который может быть расположен удалённым от, турбины.

Выходной трубопровод 7 соединяет топливный резервуар 6 с входом топливного насоса 5, а выходной трубопровод 8 соединяет выход топливного насоса с камерой 1 разложения. Нормально закрытый электромагнитный клапан 9 рабочей и завышенной скорости находится в входном трубопроводе 7, а нормально открытый электромагнитный клапан 10 первичной скорости находится в выходном трубопроводе 8. Впрыскной трубопровод 11 соединяет выходной трубопровод 8 с струйным насосом 12, который оперативно связан с топливным резервуаром 6 и впускным трубопроводом 7. Нормально закрытый электромагнитный клапан 13 рабочего хода управляет noTOKoiJi через впрыскной трубопровод 11..

Обычные магнитные датчики 1 образуют средство для восприятия скорости турбины 2 путем обнаружения прохождения выступа, прикрепленного к выходному валу 3, когда последний вращается. Датчики обеспечивают вход ной сигнал для системы управления, например электронного блока управления 15, который управляет работой нормально.закрытых клапанов 9 и 13 и нормального открытого клапана 10.

При нормальной работе летательного аппарата, редуктор k приводится в движение с помощью любого соответствующего средства от основного двигателя летательного аппарата /не показан )и гидравлический насос (не показан) механически .приводится в действие редуктором 4, чтобы подавать энергию гидравлической системе летательного аппарата. В случае выхода из строя основного летательного аппарата запускается вспомо гательная аварийная гидросиловая система,и именно средство для запус ка и работы этой аварийной системы до тех пор, пока топливный насос 5 не начнет подавать топливо из резервуара 6, является объектом настоящего изобретения. Баллон запускающего топлива 16, показанный в целом, включает в себя отсек 17, который заполнен тем же топливом, что и резервуар 6, и отсек 17 имеет подвижную стенку 18 и складывающуюся боковую стенку 19. Трубопровод 20 соединяет камеру 17 с впускным трубопроводом 7 за нормаль но закрытым клапаном 9, и разрывная диафрагма 21 создает средство, которое в нормальных условиях блокирует сообщение между камерой 17 и входом топливного насоса 5. Цилиндр 22 содержит газ под давле нием,например 3000 фунт/дм(211 кг/ /см) и первый газовый трубопровод 23 соединяет цилиндр 22 с баллоном 16 через нормально закрытый- клапан запуска, и регулятор 25 давления который установлен на относительно высокое давление, например 800 фунт/ /дмЧ5б,2 кг/см ) , Между регулятором давления 25 и баллоном 16 топлива запуска к первому трубопроводу 23 подсоединен отводящий трубопровод 26 который соединен с топливным резервуаром 6 через регулятор давления 27 который установлен на относительно низкое давление, например от 35 до 39 Фунт/дм2 (2,«6-2,7 кг/см) . В случае выхода из строя двигателя летательного аппарата, командный сигнал, создаваемый автоматически электронным блоком управления 15, заставляет открыться клапан 2 запуска. В другом варианте, командный сигнал может быть получен вручную путем включения выключателя (не показан) . Как только клапан запуска открыт, газ из баллона 22 потечет как через отводной трубопровод 26, чтобы сжимать топливо в резервуаре, так и через трубопровод 23, ведущий к баллону 16 запуска. За счет наличия регулятора 27 давления, дав.ление в топливном резервуаре оказывается относительно низкой величины от 35 до 39 фунт/дюйм. С другой ст роны, газ, протекающий в/трубопровод 23 и регулятор 25, создает давление ОКОЛО 800 фунт/дюйм к подвижной стенке, 18 отсека 17, заставляя разрывнуЮ предохранительную мембрану 21 разрываться и выталкивать с усилием топливо из отсека в камеру 1 разложёния. В приводимом в качестве примера варианте осуществления изобретения топливный насос 5 представляет , собой центробежнь|й насос, так что топливо из отсека течет в трубопровод 20 топлива запуска к находящемуся вни« по течению торцевому участку впускного трубопровода 7 и затем через топливный насос 5 к выходному трубопроводу 8. Если бы было желательно ис- пользовать топливный насос другого типа, например, шестеренчатый насос, который не допускал бы полный поток топлива во время запуска, соответствующий байпасе и запорный клапан (не показан) могут быть использованы чтобы соединять трубопровод 20 топлива запуска непосредственно с выходным трубопроводом В через нормально открытый электромагнитный клапан 10 первичной скорости. Созданные в камере 1 разложения горячие газы приводят в движение турбину 2, чтобы запустить топлив-. ный насос 5 через редуктор 4, в также, чтобы привестЦ в действие гидравлический насос (не показан) для ааариАной гидравлической системы летатель ного аппарата. Когда скорость турбины достигнет заданной величины, например, 90 нормальной рабочей скорости, регистрируемой датчиками 14, электронный блок 15 управления срабатывает, чтобы открыть нормально закрытые клапаны 9 й-13. Затем,происходит непосредственная резкая подача топлива из выходного трубопровода 8 через трубопровод 11 впрыска к струйному насосу 12, который взаимодействует с топливным насосом 5 для подачи топлива из резервуара 6. При работе подача топлива в камеру 1 разложения управляется с помощью клапана 10 первичной скорости и клапана 9 рабочей и избыточной скорости как это было 8 ранее известных уст.ройствах. Как показано на чертеже, система включает в себя отверстие 28 для заливки топлива и воздушный канал 29 для повторного заполнения системы L ; а топливный резервуар снабжен разгрузочным клапаном 30 и вентиляционной трубкой 31 как обычно.

Второй вариант выполнения.

Аварийная гидросиловая система питания включает камеру 1 разложения турбину 2, выходной вал 3 турбины с выступом, редуктор k, топливный насо 5 и топливный резервуар 6. Показан также впускной трубопровод 7 между топливным резервуаром 6 и топливным насосом 5 выпускной трубопровод S между топливным насосом и камерой 1 разложения. Имеется также электромагнитный клапан 10 управления первичной скоростью, установленный в выпускном трубопроводе 8, как и в примере первого варианта осуществления изобретения.

Второй вариант выполнения отличается от первого варианта выполнения тем, что в нем исключен струйный насос 12 и трубопровод 11 струйного насоса, и заменой электромагнитного клапана 9 рабочей и завышенной скорости и электромагнитного клапана 13 рабочего хода нормально закрытым электромагнитным клапаном 32 рабочег хода и клапаном 33 управления завышенной скорости, причем оба эти клапана находятся в впускном трубрпроводе 7 за трубопроводом 3 топлива запуска. Когда электромагнитный соленоид 32 находится за трубопроводом 34 топлива запуска разрыв. ная мембрана 21 по первому варианту выполнения устройства может быть исключена; для того, чтобы предотвратить прохождение топлива запуска из баллона топлива запуска, обозначенного в целом позицией 35, в топливный резервуар б обратный клапан Зб установлен в питающем трубопроводе 7 меж д 5; 6опроводом 34 топлива запуска и топливным резервуаром.

Как и в первом варианте выполнени баллон 35 топлива запуска содержит отсек 37 который имеет подвижную стенку 38 и складывающуюся стенку 39 камера 37 заполняется тем же топливом, что и резервуар 6 для топлива.

Газовый цилиндр 22 соединен через трубопровод 23 с баллоном для запуска, а в трубопроводе 23 установлены клапан запуска 24 и регулятор давления is. Отводной трубопровод 26 сообщен с трубопровода 23: через заднюю часть баллона 35 запуска, в отвЬдыом трубопроводе 26 имеется регулятор 27 давления. Давление газа в цилиндре 22 и давления, до которых

газ регулируется с помощью регуляторов 25 и 27, являются такими же, что и в первом варианте выполнения.

Так же как и в первом варианте выполнения имеются магнитные датчики 14, которые реагируют на скорость |Турбины и подают сигнал воспринятой информации электронному блоку управления 40. Электронный блок управления управляет работой клапана 24 запуска, клапаном 20 управления первичной скоростью, электромагнитным клапаном 32 рабочего хода и клапаном 33 управления завышенной скоростью.

При выходе из строя основного двигателя летательного аппарата клапан 24 запуска открывается и одновременно открывается нормально закрытый электромагнитный клапан 32 рабочего хода. Давление газа из цилиндра22 немедленно выбрасывает топливо из отсека 37, проходит через трубопровод 34 топлива запуска, впускной трубопровод 7 выпускной трубопровод 8 и поступает в камеру 1 разложения, чтобы начать работу турбины 2. В то же самое время низкое давление газа прикладывается к топливу, находящемуся в резервуаре 6 для топлива, и как только скорость турбины заставляет работать топливный насос 5, чтобы достичь достаточно высокой скорости, топливо из резервуара 6 проходит через обратный клапан 36 с помощью газа низкого давления в отводном трубопроводе 26.

Принципиальное преимущество второго варианта осуществления изобретения относительно первого варианта заключается в том, что Повторная зарядка топливного резервуара 6 через отверстие 28 для заливки так же служит для того, чтобы повторно заправить отсек баллона для запуска через обратный клапан 36, как только топливный резервуар заполнен, тогда как в первом варианте выполнения необходимо заменя1ь баллон 16 топлива запуска и разрывную мембрану 21, или иметь разделительный элемент для перезаправки баллона для топлива запуска, после того, как разрывная мембрана заменена.

Формула изобретения

. 1. Аварийная гидросиловая система летательного аппарата, содержащая

камеру разложения топлива, турбину, соединенную выходным валом с насосом, связанным трубопроводами с баком однокомпонентного топлива и с камерой разложения топлива, а также усТ ройство управления системой, отличающаяся тем, что, с целью повышения надёжности системы путем обеспечения исходного давления топлива для аварийной системы, снабжена стартовым баллоном, содержащим отсек со складывающейся стенкой для однокомпонентного топлива, трубопроводом стартового топлива, соединяющим отсек с камерой разложения, блокирующ устройством трубопровода между отсе ком и камерой разложения, баллоном с газом под давлением, связанным трубопроводом через редукционный клапан высокого давления и стартовый клапан со стартовым баллоном, а вторым трубопроводом - через редукционный клапан низкого .давления с баком однокомпонентного топлива, а также управляемым клапаном для предотвращения потока топлива из от

сека в бак однокомпонентного топлива, причем устройство управления системрй электрически связано со стартовым клапаном.

2.Гидросиловая система по п.1. отличающаяся тем. что блокирующее устройство выполнено

в виде разрывного диска, установленного между отсеком и трубопроводом стартового топлива.

3.Гидросиловая система по п,1, отличающаяся тем, что управляемый клапан установлен в трубопроводе между баком и трубопроводом стартового топлива. , Гидросиловая система По п,1, отличающаяся тем, что устройство управления связано с установленными на турбине датчиками скорости ее вращения, при этом выход устройства управления электрически связан с управляющим клапаном. Источники информации, принятые во внимание при экспертизе 1 . Патент США N 3660977, кл. 90-39.28, 1972 (прототип).