Способ запуска газотурбинного двигателя с помощью электростартера или стартера-генератора, подключенного к источнику электроэнергии через пусковое сопротивление, заключается в том, что повышают напряжение на электростартере или стартере-генераторе по дискретным сигналам посредством отключения пускового сопротивления и/или переключения источников электроэнергии с параллельного соединения на последовательное. В начальный момент запуска включают сериесную обмотку электростартера или стартера-генератора и производят задержку в подключении обмотки возбуждения. В качестве дискретных сигналов используют минимально допустимое пороговое значение напряжения на сериесной обмотке. При выходе газотурбинного двигателя на требуемое для устойчивой работы двигателя число оборотов и до момента выхода на режим малого газа стартер-генератор переводят в режим генерирования энергии. Контроль порогового значения напряжения осуществляют путем измерения тока и сопротивления сериесных обмоток электростартера или стартера-генератора. Изобретение позволяет осуществить надежный запуск в критических условиях - при использовании слабых источников энергии и низких значениях температуры окружающей среды. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
www.findpatent.ru
Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления относится к авиадвигателестроению. Задачей предлагаемого технического решения является исключение условий возникновения ненормальной работы двигателей при запуске. Технический результат достигается тем, что перед запуском двигателя определяют частоту вращения вентилятора, сравнивают полученные результаты с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством и, когда частота вращения вентилятора станет меньше заданной контрольной величины, включают систему запуска двигателя, при этом система запуска двигателя снабжена логическим блоком, который сравнивает величину обратной частоты вращения с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом, и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, причем эти блоки соединены с бортовой ЭВМ, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, реверсное устройство переводят в маршевое положение. Применение предлагаемого способа запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления позволяют снять ограничения на величину ветра, дующего сзади, исключить задержки рейсов и досрочные съемы двигателей с самолета по причине возникновения газодинамической неустойчивости при запуске двигателей. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения.
Проблема запуска двигателей при ветре сзади актуальна для всех типов ТРДД с большой степенью двухконтурности, особенно двухвальных. Это связано с тем, что в процессе запуска в этих условиях часто происходит нарушение газодинамической устойчивости двигателя, вызывающее повышение температуры газов перед турбиной и, как следствие, прекращение запуска, задержку рейса, а нередко и досрочный съем двигателя с самолета. Эта проблема обусловлена тем, что при ветре сзади вентилятор начинает работать как турбина и раскручивает ротор низкого давления в направлении, противоположном расчетному направлению вращения. Частота противоположного вращения определяется скоростью ветра. При противоположном вращении турбина низкого давления (ТНД) работает на компрессорном режиме (Труды американского общества инженеров-механиков, "Энергетические машины и установки", том 100, 1, 1978, стр.26-34, Баммерт, Ценер, "Экспериментальное определение характеристик воздушной турбины при положительных и отрицательных скоростях вращения (в четырех квадрантах)"). ТНД засасывает воздух из сопла и нагнетает его в камеру сгорания. Это приводит к возникновению "обратного" перепада давления на турбине газогенератора. Поэтому при запуске двигателя в условиях ветра сзади фактическая линия запуска после розжига камеры сгорания протекает выше расчетной. Запасы устойчивой работы уменьшаются и при некоторой критической величине скорости ветра сзади исчезают полностью - происходит нарушение газодинамической устойчивости. Увеличение запасов устойчивости компрессора высокого давления (КВД) на режимах запуска перепрофилированием лопаточных венцов компрессора, дополнительным выпуском воздуха из промежуточных ступеней КВД или дополнительным регулированием с помощью поворотных лопаток направляющих аппаратов КВД, а также увеличение располагаемой мощности пускового устройства не решает этой проблемы. Поэтому при эксплуатации двигателей на самолете накладываются ограничения на величину скорости ветра, дующего сзади, при которой разрешен запуск двигателя. Известно "Руководство по технической эксплуатации на двигатель ПС-90А, 94-00-807 РЭ, 1990 г., книга 1, раздел 072.00.00, пункт 5.31.2, стр.38", где даются указания, что запуск двигателя разрешен, если попутная составляющая ветра не превышает 5 м/с, а работа двигателя на месте допускается при скорости ветра, не превышающей значений: боковая составляющая - 15 м/с попутная составляющая - 5 м/с Поэтому при ветре, превышающем указанные ограничения, работа двигателя не допускается, поскольку возможен срыв вентилятора, переходящий в помпаж, а невыполнение этих ограничений приводит к нарушению газодинамической устойчивости двигателей и, как правило, досрочному съему их с самолета. Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является "Система оповещения о ненормальном запуске авиационных двигателей", патент США 4.908.618 от 13 марта 1990 г., кл. 340/945, которая предупреждает экипаж самолета о ненормальной работе двигателя в области ниже малого газа. Работа системы основана на использовании параметров, характеризующих работу авиационных двигателей: температура газов за турбиной, частота вращения ротора, температура воздуха, приведенная скорость воздуха относительно самолета. Недостатком данной системы является то, что она регистрирует ненормальную работу двигателя как уже свершившийся факт и информирует об этом экипаж самолета. Задачей предлагаемого технического решения является исключение условий возникновения ненормальной работы двигателей при запуске. Технический результат достигается тем, что в способе запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, при котором включают систему запуска двигателя, перед запуском двигателя при ветре, дующем сзади, определяют частоту вращения вентилятора и направление его вращения, сравнивают с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством и при достижении частоты вращения вентилятора допустимой величины включают систему запуска двигателя, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, реверсное устройство переводят в маршевое положение, а также тем, что устройство для запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, содержащее систему запуска двигателя, снабжено логическим блоком и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, при этом блок определения частоты и направления вращения вентилятора содержит первый формирователь единичных импульсов, второй формирователь единичных импульсов, первый счетчик последовательности импульсов, второй счетчик последовательности импульсов, генератор импульсов высокой частоты, блок сравнения и блок отношения, а логический блок и блок определения частоты и направления вращения вентилятора соединены с бортовой ЭВМ. На фиг.1 приведена схема устройства запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и алгоритм выработки команд. На фиг. 2 приведена схема блока определения частоты и направления вращения вентилятора. Устройство запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и алгоритм выработки команд на фиг.1 состоит из блока 1 определения частоты и направления вращения вентилятора и логического блока 2, который сравнивает величину частоты обратного направления вращения вентилятора с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом: - если направление вращения вентилятора расчетное или величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя; - если величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении больше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал для установки реверсного устройства в рабочее положение; - если реверсное устройство установлено в рабочее положение и величина частоты вращения вентилятора в противоположном направлении меньше заданной контрольной величины, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на включение системы запуска двигателя; - если реверсное устройство установлено в рабочее положение и запуск двигателя достиг завершающей фазы после подачи пускового топлива, логический блок 2 формирует управляющий сигнал на перекладку реверсного устройства в маршевое положение. Блок 1 определения частоты и направления вращения вентилятора на фиг.2 содержит первый формирователь 3 единичных импульсов, второй формирователь 4 единичных импульсов, первый счетчик 5 импульсов высокой частоты, второй счетчик 6 импульсов высокой частоты, генератор 7 импульсов высокой частоты, блок 8 сравнения, блок 9 отношения. При этом формирователи 3 и 4 единичных импульсов располагаются на вентиляторе так, чтобы импульс, генерируемый вторым формирователем 4 импульсов, формировался, когда при расчетном направлении вращения вентилятор поворачивается на угол менее 180o после импульса, сформированного первым формирователем 3 единичных импульсов. Первый формирователь 3 единичных импульсов включает в работу два счетчика 5 и 6 импульсов, на входы которых подается непрерывная последовательность импульсов от генератора 7 высокой частоты. Второй формирователь 4 единичных импульсов выключает второй счетчик 6 импульсов. Повторный импульс от первого формирователя 3 единичных импульсов выключает первый счетчик 5 импульсов. После выключения обоих счетчиков 5 и 6 импульсов результирующая величина количества импульсов со счетчика 5 подается на блок 8 сравнения и на блок 9 отношения, а результирующая величина количества импульсов со счетчика 6 подается на блок 9 отношения. Блок 8 сравнения сравнивает величину частоты противоположного направления с контрольной величиной. Блок 9 отношения делит количество импульсов, зарегистрированных счетчиком 6, на количество импульсов, зарегистрированных счетчиком 5. Величина отношения сигналов менее 0,5 свидетельствует о расчетном направлении вращения вентилятора, а более 0,5 - о противоположном направлении вращения вентилятора. Сигналы с блока 8 сравнения и блока 9 отношения далее поступают на логический блок 2, который сравнивает величину обратной частоты вращения вентилятора с контрольной величиной и вырабатывает управляющие сигналы в соответствии с заложенным логическим алгоритмом. Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, осуществляют следующим образом. Сначала определяют частоту и направление вращения вентилятора, вызванное ветром, затем реверсным устройством перекрывают проточную часть двигателя, таким образом, реверсное устройство препятствует противоположному направлению вращения вентилятора и появлению "обратного" перепада на турбине газогенератора при любом направлении ветра. После того, как частота вращения вентилятора в направлении, противоположном эксплуатационному направлению вращения, станет меньше заданной контрольной величины, производится запуск двигателя. И когда запуск двигателя достиг завершающей фазы, после подачи пускового топлива, осуществляется перекладка реверсного устройства в маршевое положение. Таким образом, предлагаемые способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности при ветре, дующем сзади, и устройство для его осуществления позволяют снять ограничения на величину ветра, дующего сзади, исключить задержки рейсов и досрочные съемы двигателей с самолета по причине возникновения газодинамической неустойчивости при запуске двигателей.Формула изобретения
1. Способ запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, при котором включают систему запуска двигателя, отличающийся тем, что перед запуском двигателя при ветре, дующем сзади, определяют частоту вращения вентилятора и направление его вращения, сравнивают с контрольными величинами, перекрывают проточную часть двигателя реверсным устройством, и при достижении частоты вращения вентилятора допустимой величины включают систему запуска двигателя, а когда запуск двигателя достиг завершающей фазы, после подачи пускового топлива, реверсивное устройство переводят в маршевое положение.2. Устройство для запуска авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, содержащее систему запуска двигателя, отличающееся тем, что оно снабжено логическим блоком и блоком определения частоты и направления вращения вентилятора, при этом блок определения частоты и направления вращения вентилятора содержит первый формирователь единичных импульсов, второй формирователь единичных импульсов, первый счетчик последовательности импульсов, второй счетчик последовательности импульсов, генератор импульсов высокой частоты, блок сравнения и блок отношения.3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что логический блок и блок определения частоты и направления вращения вентилятора соединены с бортовой ЭВМ.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2www.findpatent.ru
Изобретение может быть использовано в авиационной промышленности. Во время запуска двигателя вращение от вала турбостартера через обгонную муфту сообщают валу запускаемого двигателя и одновременно валу объемного гидравлического насоса. Рабочую жидкость с выхода насоса пропускают через агрегаты систем управления самолетом, для чего открывают соответствующие краны. При этом снижается уровень потребляемой мощности объемным гидравлическим насосом. Это происходит за счет уменьшения давления за насосом, связанным с увеличением эффективной площади на выходе. Такой способ позволит обеспечить надежный запуск авиационного двигателя с подключенными к нему гидравлическими объемными насосами, сообщенными гидравлически с системой управления самолетом, без их отключения и без увеличения мощности турбостартера для запуска. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к запуску этих двигателей с помощью турбостартера.
Известен способ запуска газотурбинного двигателя, включающий сообщение мощности от турбостартера валу запускаемого двигателя и связанному с ним приводу агрегатов самого двигателя [1]. Обычно на привод собственных агрегатов двигателя тратится 3-5% от мощности, затрачиваемой на вращение ротора запускаемого двигателя. Известен также способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий сообщение вращения от турбостартера валу запускаемого двигателя и, по меньшей мере, валу одного гидравлического объемного насоса, сообщенного гидравлически с потребителем, например с системой управления самолетом, на котором стоит запускаемый двигатель. [2] В этом случае потребляемая этими насосами мощность соизмерима с мощностью, необходимой для раскрутки запускаемого двигателя. Отключение самих объемных насосов или потребителей, обслуживаемых этими насосами, возможно лишь для газотурбинных двигателей наземных установок (газоперекачка, наземные энергетические установки и т. д.) и недопустима для авиационных двигателей, устанавливаемых на самолетах, по причине выполнения того требования, что гидравлические системы управления самолетом никогда не должны отключаться от своих насосов - даже во время запуска двигателя самолета от турбостартера. А это означает, что турбостартер для запуска авиационного газотурбинного двигателя должен быть чуть ли не вдвое мощнее, чем для запуска того же двигателя, но используемого для наземных нужд (газоперекачка, наземные энергетические установки и т. д.). Задача изобретения - обеспечить надежный запуск авиационного двигателя с подключенными к нему гидравлическими объемными насосами, сообщенными гидравлически с системой управления самолетом, без их отключения и без увеличения мощности турбостартера для запуска. Указанная задача достигается тем, что в способе запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающем сообщение вращения от турбостартера валу запускаемого двигателя и, по меньшей мере, валу одного гидравлического объемного насоса, сообщенного гидравлически с потребителем, например с системой управления самолетом, в нем во время запуска рабочую жидкость с выхода гидравлического насоса пропускают через гидравлическую систему потребителя. Эта задача может решаться и тем, что во время запуска в качестве гидравлической системы потребителя выбирают обводную гидравлическую линию, для чего у последней соединяют ее вход с выходом гидравлического насоса. Новым в способе является то, что во время запуска рабочую жидкость с выхода гидравлического объемного насоса пропускают через гидравлическую систему потребителя или то, что в качестве гидравлической системы потребителя выбирают обводную гидравлическую линию, для чего у последней соединяют ее вход с выходом гидравлического объемного насоса. Пропустив во время запуска рабочую жидкость с выхода гидравлического объемного насоса через гидравлическую систему потребителя или через обводную гидравлическую линию, мы увеличиваем эффективную проходную площадь на выходе из насоса, а значит уменьшаем и давление за насосом и снижаем потребляемую насосом мощность. На фиг. 1 показана схема устройства, реализующего предложенный способ, в котором рабочую жидкость пропускают через гидравлическую систему управления самолетом; на фиг. 2 показана схема устройства, реализующего предложенный способ, в котором рабочую жидкость пропускают через обводную гидравлическую линию; на фиг. 3 изображена характеристика потребляемой мощности гидравлического объемного насоса при минимальном (кривая 1) и максимальном расходе жидкости через гидравлический объемный насос (кривая 2) в зависимости от частоты вращения ротора двигателя; На фиг. 4 представлены экспериментальные зависимости изменения температуры газа за турбиной и частоты вращения ротора двигателя по времени. Сплошными линиями 1 представлены изменения параметров при увеличенной проходной площади на выходе из объемного гидравлического насоса, а пунктирными линиями 2 - эти изменения при загрузке насоса с закрытыми потребителями (как в прототипе). Устройство, реализующее предложенный способ, содержит вал 1 запускаемого двигателя 2, связанного через шестерни 3, 4 и 5 и обгонную муфту 6 с валом 7 турбостартера 8. С валом 1 кинематически связаны объемный гидравлический насос 9 через шестерни 3 и 4 и через шестерню 10 электрогенератор 11. У объемного гидравлического насоса 9 его вход 12 магистралью 13 соединен с баком рабочей жидкости 14, а выход 15 через краны 16, 17, 18 - с агрегатами 19, 20, 21 систем управления самолетом, также соединенными своими выходами с баком 14. У насоса 9 выход 15 через кран перепуска 22 соединен со входом 12. Способ реализуют следующим образом. Во время запуска двигателя 2 вращение от вала 6 турбостартера 8 через обгонную муфту 6 сообщают валу 1 запускаемого двигателя 2 и одновременно валу объемного гидравлического насоса 9. Рабочую жидкость с выхода 15 насоса 9 пропускают через агрегаты 19, 20, 21 систем управления самолетом, для чего открывают краны 16, 17, 18. При этом снижается уровень потребляемой мощности объемным гидравлическим насосом 9. Это происходит за счет уменьшения давления за насосом 9, связанным с увеличением эффективной площади на выходе. Того же эффекта можно добиться, выбрав в качестве гидравлической системы потребителя обводную гидравлическую линию, при этом у насоса 9 соединяют его вход 12 с выходом 15, для чего открывают кран перепуска 22. Указанный эффект подтверждается зависимостями, изображенными на фиг. 3 и фиг. 4. На фиг. 3 представлены сравнительные характеристики потребляемой мощности объемным гидравлическим насосом 9 при закрытых кранах 16, 17, 18 (расход на этом режиме определяется протечками через агрегаты 19, 20, 21 систем управления самолетом)- этому соответствует кривая 1, и при открытых кранах 16, 17, 18 (или открытом кране перепуска 22) - этому соответствует кривая 2. Заштрихованная область соответствует получению избыточной мощности для запуска двигателя 2 до оборотов двигателя, составляющих 35 - 40% от их максимального значения. Учитывая, что параметры запуска двигателя определяются в основном на начальном участке (до появления избыточной мощности на валу 1 двигателя 2), снижение потребной мощности для насоса 9 оказывает существенное влияние на характеристики запуска двигателя 2. На фиг. 4 представлены экспериментальные зависимости изменения температуры газа за турбиной и оборотов двигателя по времени. Сплошными линиями 1 показаны изменения параметров запуска двигателя при открытых кранах 16, 17, 18. Пунктирными линиями 2 - те же характеристики, но при закрытых кранах 16, 17, 18. Эксперименты показали, что уменьшение времени запуска двигателя составляет до 10 секунд, а заброс температуры газа за турбиной снижается до 100oC. Следует добавить, что предлагаемый способ расширяет диапазон запуска двигателя по температуре окружающей среды и по высоте над уровнем моря в сторону их увеличения. Источники информации 1. Н.А.Алабин, Б.М.Кац и Ю.А.Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1968 г., стр. 82-83. 2. Патент Англии N 1308534, НКИ F 1 K, опубл. 1973 г. - прототип. 3. Патент Англии N 2063188, МКИ F 02 C 7/32, опубл. 1983 г.Формула изобретения
1. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий сообщение вращения от турбостартера валу запускаемого двигателя и, по меньшей мере, валу одного гидравлического объемного насоса, сообщенного гидравлически с потребителем, например, с системой управления самолетом, отличающийся тем, что во время запуска рабочую жидкость с выхода гидравлического объемного насоса пропускают через гидравлическую систему потребителя. 2. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что во время запуска в качестве гидравлической системы потребителя выбирают обводную гидравлическую линию, для чего у последней соединяют ее вход с выходом гидравлического объемного насоса.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4www.findpatent.ru
Авторы патента:
Способ запуска турбореактивного двухконтурного двигателя путем раскрутки ротора компрессора пусковым устройством и подачи топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что, с целью сокращения времени повышения надежности запуска, одновременно с подачей топлива в камеру сгорания уменьшают площадь входа наружного контура на 90% от ее первоначального значения, а затем увеличивают эту площадь по гиперболическому закону до величины, соответствующей выходу двигателя на режим малого газа.
Похожие патенты:
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для воспламенения топливовоздушных смесей
Изобретение относится к воспламенителям камер сгорания
Изобретение относится к области авиации, в частности к пусковым системам авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), позволяющим дополнительно осуществлять кондиционирование кабины и (или) салона летательного аппарата
Изобретение относится к области бронетанкового вооружения и техники, в частности к силовым установкам танков
Изобретение относится к области энергетики, а точнее к энергетическим парогазовым установкам (ПГУ), использующим газообразное топливо
Способ запуска турбореактивного двухконтурного двигателя
www.findpatent.ru
1. Устройство для запуска турбореактивного двигателя, содержащее установленные в топливной магистрали высокого давления насос для подачи топлива к пусковым форсункам, насос-регулятор и подогреватель пускового топлива, отличающееся тем, что, с целью уменьшения расхода энергии при запуске второго и последующих двигателей, а также при запуске в воздухе отключившегося двигателя, подогреватель выполнен в виде топливомасляного радиатора работающего двигателя, установленного в топливной магистрали между насосом-регулятором и форсунками.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что, с целью повышения экономичности, топливный трубопровод с выхода нагревателя подключен на его вход для обеспечения многократной циркуляции топлива перед подачей его к пусковой форсунке при запуске в условиях низких температур окружающей и рабочей сред.
Похожие патенты:
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении
Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания. При этом но меньшей мере один из насосов является основным топливоподающим насосом, а другой выполняет функцию вспомогательного. Вход и выход каждого насоса соединены обводным топливным каналом с клапаном, управляющим перетоком по этому каналу. Электропривод основного насоса имеет возможность поддержания заданного расхода топлива в камеру сгорания регулированием частоты вращения ротора электродвигателя или силы тока в его силовых обмотках. Регулятор подачи топлива в камеру сгорания выполнен цифровым и связан выходами с клапанами и собственными входами работы электроприводов по частоте вращения ротора и силе тока, и выполнен с задействованием входа электропривода основного насоса по частоте вращения ротора, а при его отказе - задействованием входа по току в силовых обмотках электродвигателя. Технический результат - сохранение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с электроприводными насосами низкого и высокого давления при отказе любого из насосов и организация ресурсосберегающих режимов их работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем. Элемент гидравлического переключения вставлен между соответствующими выходами насосов. Этот элемент делает возможным в одном положении объединять потоки сброса из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении сбрасывать часть или весь поток сброса из первого насоса в линию подачи низкого давления, элемент электронного управления переключением служит для того, чтобы перемещать элемент гидравлического переключения из одного положения в другое. Технический результат изобретения - упрощение и повышение надежности подачи топлива для авиационного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива. В зависимости от положения плунжера привода впускное отверстие привода может быть соединено с выпускным отверстием высокого давления, соединенным с выходным отверстием второго насоса, или выпускным отверстием низкого давления, соединенным с линией подачи низкого давления. Блок дозирования топлива снабжен сквозными секциями, при этом одна из этих сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода. Технический результат изобретения - повышение надежности дозирования топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил. .
Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива. Технический результат изобретения – обеспечение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с поддержанием допустимой точности дозирования топлива при отказе любого из насосов низкого и высокого давления или их электроприводов. 1 ил.
Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер. Для подачи топлива из топливного бака к силовой установке ЛА используют насосы, расположенные ниже и выше по потоку соответственно, управляют насосом при падении абсолютного давления на впуске в расположенный ниже насос или рядом с ним ниже заданного порогового значения. Обеспечивается необходимое давление для подачи топлива. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
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.
Изобретение относится к способу запуска для турбомашины. Способ запуска дополнительно содержит этап повторного запуска, выполняемый, если основная форсунка не воспламеняется, когда вал достиг первой заданной частоты, при этом указанный этап повторного запуска содержит: - этап (S210) останова, во время которого стартер и воспламеняющее устройство останавливаются; - второй этап (S230) воспламенения, во время которого топливо впрыскивается в камеру сгорания, при этом само воспламеняющее устройство активируется, при этом этот второй этап воспламенения выполняется, когда частота вращения вала достигает второй заданной частоты; и второй этап (S250) запуска, во время которого стартер снова активируется для поворачивания вала. Изобретение позволяет повысить надежность запуска в сложных условиях. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Газоперекачивающий агрегат соединен газопроводами с входным и выходным коллекторами газоперекачивающей станции, связанными запорной арматурой с участками, соответственно, низкого и высокого давления газа магистрального газопровода, содержит газоперекачивающий центробежный компрессор, связанный подводящим и отводящим газопроводами с входным и выходным коллекторами, соответственно, посредством запорной арматуры, и соединенный валом с газотурбинным двигателем. В газотурбинном двигателе воздушный компрессор соединен трубопроводами с приемником воздуха через воздухоочиститель, а силовая турбина соединена выхлопной трубой с рекуператором тепла выхлопных газов. Выпускной газопровод турбостартера соединен с входным коллектором и снабжен обратным клапаном и манометром, установленным на газопроводе при входе во входной коллектор. Свечной патрубок с запорной арматурой присоединены к данному газопроводу перед обратным клапаном. Газопровод подвода газа к турбостартеру соединен с выходным коллектором и снабжен манометром на выходе из выходного коллектора, редуктором давления газа и фильтром очистки газа. Подводящий газопровод к газоперекачивающему компрессору и газопровод подвода газа в камеру сгорания газотурбинного двигателя параллельно соединены с входным коллектором газопроводом, оснащенным фильтром очистки газа. Подводящий газопровод к газоперекачивающему компрессору снабжен охладителем газа и запорной арматурой. Газопровод подвода газа в камеру сгорания пропущен через полость рекуператора и снабжен регулирующим краном. Отводящий газопровод газоперекачивающего компрессора оснащен обратным клапаном и присоединен к газопроводу подвода газа к турбостартеру. Изобретение направлено на снижение выброса в атмосферу магистрального газа при запуске газоперекачивающих агрегатов, загрязняющего окружающую среду. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 1 ил.
Устройство для запуска турбореактивного двигателя, расход топлива при запуске двигателя
www.findpatent.ru
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Способ запуска газотурбинного двигателя, включающий раскрутку его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, для двигателя с охлаждаемой турбиной, при его запуске в полете или на земле во внештатных условиях раскрутку ротора осуществляют путем подачи сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя, а при запуске двигателя на земле в штатных условиях одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины осуществляют подвод механической энергии к валу ротора двигателя. Данный способ позволяет значительно повысить эффективность запуска за счет оптимального сочетания подвода механической энергии и подвода энергии от сжатого воздуха в систему охлаждения, поднять надежность запуска в нештатных ситуациях, а также обеспечить запуск двигателя в условиях, при которых ранее запуск был невозможен. 9 з.п.ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей.
Известен способ запуска газотурбинного двигателя, заключающийся в раскрутке его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, в частности путем подвода к ротору двигателя механической энергии от газотурбинного и пороховых стартеров (1).
Основным недостатком рассматриваемого способа является то, что энергия от внешнего источника к ротору подводится только в виде механической энергии. При этом на этапе розжига камеры сгорания и начальной работе турбины, из-за малого уровня давлений в газовоздушном тракте двигателя, воздух практически не подается в систему охлаждения турбины, в результате чего отсутствует эффективное охлаждение основных элементов турбины - сопловых и рабочих лопаток. В процессе запуска двигателя это накладывает ограничение по температуре газов перед турбиной, что снижает возможности надежного и быстрого запуска двигателя, особенно в экстремальных условиях для запуска (при высоких температурах окружающей среды, высокогорных условиях и т.п.).
Другим недостатком известного способа является затрудненность раскрутки ротора путем подвода к нему механической энергии от внешнего источника в условиях полета самолета, на режимах авторотации, из-за высокой вероятности поломки элементов трансмиссии, например, соединительных муфт, рессор и т.д.
Устранение этих недостатков особенно актуально для современных авиационных двухроторных двигателей. В этом случае, как правило, производится раскрутка ротора высокого давления. Ротор низкого давления работает в турбинном режиме, в результате чего за его рабочим колесом понижается давление. Чтобы обеспечить необходимый для розжига камеры сгорания уровень давлений и температур ротор высокого давления необходимо дополнительно подкрутить, а это приводит к росту потребной мощности внешних источников энергии.
Задачей изобретения является повышение надежности запуска двигателя на земле и в полете, в том числе и в нештатных ситуациях и при запуске в полете на режиме авторотации, а также сокращение времени запуска двигателя.
Задача решается тем, что в способе запуска газотурбинного двигателя, включающем раскрутку его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, для двигателя с охлаждаемой турбиной, при его запуске в полете или на земле во внештатных условиях раскрутку ротора осуществляют путем подачи сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя, а при запуске двигателя на земле в штатных условиях одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя осуществляют подвод механической энергии к ротору двигателя.
Кроме того, в качестве источника механической энергии может быть использована вспомогательная силовая установка, а в качестве источника сжатого воздуха может быть использована либо вспомогательная силовая установка, либо работающий двигатель рядом стоящего самолета, либо наземная энергетическая установка. Для многодвигательного летательного аппарата в качестве источника сжатого воздуха может быть использован один из работающих двигателей.
Для двухроторных газотурбинных двигателей подвод механической энергии может осуществляться к ротору высокого давления, а сжатый воздух подаваться либо в систему охлаждения турбины высокого давления, либо одновременно в систему охлаждения турбины высокого давления и в систему охлаждения турбины низкого давления, либо только в систему охлаждения турбины низкого давления.
При запуске двигателя в полете, одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя от внешнего источника энергии, возможно и осуществление подвода механической энергии к ротору двигателя.
Одновременный подвод механической энергии к ротору и подача сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя позволяет повысить надежность запуска и сократить его время. Передача механической энергии к ротору позволяет интенсивно раскручивать ротор на начальном этапе запуска, причем основной поток энергии расходуется на преодоление момента инерции ротора. Подача же сжатого воздуха в систему охлаждения турбины позволяет дополнительно подкручивать ротор и надежно охлаждать турбину в момент розжига камеры сгорания и подводить к ротору энергию за счет работы самой турбины. При нарастании оборотов ротора доля мощности от подвода механической энергии падает, а доля мощности от подачи сжатого воздуха в систему охлаждения турбины растет.
Подвод механической энергии и энергии сжатого воздуха может осуществляться как от одного, так и от различных внешних источников энергии. При этом подвод механической энергии и энергии от сжатого воздуха от одного внешнего источника энергии снижает вес и упрощает схему системы запуска, а при подаче от различных источников энергии возрастает надежность запуска в нештатных условиях.
При запуске двигателя в полете на режимах авторотации, подавая воздух в систему охлаждения турбины, производят дополнительно “мягкую” (без использования обгонных муфт и т.п.) подкрутку ротора до оборотов, при которых надежно осуществляется запуск.
При запуске двигателя на земле в нештатных условиях, например, при невозможности подвести к ротору механическую энергию, раскрутка ротора осуществляется только за счет подвода энергии сжатого воздуха от внешнего источника. Несмотря на увеличенное время запуска при этом, запуск двигателя состоится.
Использование в качестве источника механической энергии вспомогательной силовой установки (далее - ВСУ) позволяет размещать внешний источник непосредственно в районе двигателя. Применение ВСУ в качестве источника как механической энергии, так и энергии сжатого воздуха, позволяет иметь непосредственно на летательном аппарате автономный источник питания. Кроме того, применение ВСУ в качестве источника сжатого воздуха позволяет снизить вес и габариты воздушных трубопроводов от ВСУ к системе охлаждения турбины.
Использование в качестве источника сжатого воздуха работающего двигателя рядом стоящего самолета или наземной энергетической установки или для многодвигательной установки одного из работающих двигателей, расширяет возможности запуска двигателя. При этом отбор сжатого воздуха от нескольких источников энергии, например, одного из вышеприведенных в сочетании с ВСУ повышает эффективность запуска и надежность его системы.
Для двухроторных газотурбинных двигателей одновременный подвод механической энергии и энергии сжатого воздуха к ротору высокого давления обеспечивает более интенсивную раскрутку ротора высокого давления, имеющего по сравнению с ротором низкого давления меньший момент инерции и более развитую структуру системы охлаждения турбины.
Подача сжатого воздуха в систему охлаждения турбины низкого давления позволяет производить дополнительную подкрутку ротора низкого давления, в результате чего уменьшается или полностью снимается “турбинный” эффект на компрессоре низкого давления.
В двухроторных газотурбинных двигателях, например если компрессор низкого давления имеет малую степень двухконтурности и небольшую степень сжатия, целесообразнее подводить механическую энергию к ротору высокого давления, а энергию от сжатого воздуха - к ротору низкого давления.
При наличии в двигателе соединительной муфты, способной подключать источник механической энергии, например ВСУ, к вращающемуся ротору, на режимах авторотации возможен одновременный подвод к ротору как энергии сжатого воздуха, так и механической энергии.
Предлагаемый способ поясняется чертежом, на котором изображена схема одного из вариантов системы запуска двигателя.
Система запуска двигателя включает в себя ВСУ 1, механически соединенную посредством передачи 2 с ротором высокого давления 3 двигателя. ВСУ 1 трубопроводом 4 соединена со входом в сопловые лопатки 5 турбины высокого давления 6, а трубопроводом 7 с сопловыми лопатками 8 турбины низкого давления 9.
Способ осуществляется следующим образом.
При запуске двигателя на земле, в штатных условиях для запуска, крутящий момент от работающей ВСУ 1 через механическую передачу 2 передается ротору высокого давления 3. Одновременно с этим по трубопроводу 4 от той же ВСУ 1 в систему охлаждения турбины высокого давления 6 подается сжатый воздух. Поступив на вход в сопловые лопатки 5 и пройдя через их внутренний тракт, воздух вытекает из щелей выходных кромок лопаток 5 и поступает на рабочие лопатки турбины высокого давления 6, создавая крутящий момент на ее рабочем колесе. Тем самым ротору 3 передается дополнительная энергия, повышающая эффективность его раскрутки.
В ряде случаев сжатый воздух от ВСУ 1 может осуществлять и подкрутку ротора турбины низкого давления 9, поступая по трубопроводу 7 через внутренний тракт и щели выходных кромок сопловых лопаток 8 на рабочие лопатки турбины низкого давления 9.
В нештатных ситуациях (экстремальных для запуска условиях, аварийных ситуациях и т.п.) и для запуска двигателя в полете на режиме авторотации осуществляют подкрутку ротора путем подачи сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины высокого давления 6 от ВСУ 1 или любого другого источника сжатого воздуха. Для повышения эффективности запуска подача сжатого воздуха может быть осуществлена и одновременно от нескольких источников.
Предложенный способ позволяет значительно повысить эффективность запуска за счет оптимального сочетания подвода механической энергии и подвода энергии от сжатого воздуха в систему охлаждения, поднять надежность запуска в нештатных ситуациях, а также обеспечить запуск двигателя в условиях, при которых ранее запуск был невозможен.
(56) Патент RU №2196240 C1, F 02 С 7/26, опубл. 2003 г., бюл. №1.
Формула изобретения
1. Способ запуска газотурбинного двигателя, включающий раскрутку его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, отличающийся тем, что для двигателя с охлаждаемой турбиной при запуске двигателя в полете или на земле во внештатных условиях раскрутку ротора осуществляют путем подачи сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя, а при его запуске на земле в штатных условиях одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя осуществляют подвод механической энергии к ротору двигателя.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве источника механической энергии используют вспомогательную силовую установку.
3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве источника сжатого воздуха используют вспомогательную силовую установку.
4. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве источника сжатого воздуха используют работающий двигатель рядом стоящего самолета.
5. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве источника сжатого воздуха используют наземную энергетическую установку.
6. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что для многодвигательного летательного аппарата в качестве источника сжатого воздуха используют один из работающих двигателей.
7. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что для двухроторных газотурбинных двигателей подвод механической энергии осуществляют к ротору высокого давления, а сжатый воздух подают в систему охлаждения турбины высокого давления.
8. Способ по любому из пп.1, 2, 7, отличающийся тем, что сжатый воздух также подают в систему охлаждения турбины низкого давления.
9. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что для двухроторных газотурбинных двигателей подвод механической энергии осуществляют к ротору высокого давления, а сжатый воздух подают в систему охлаждения турбины низкого давления.
10. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что при запуске двигателя в полете одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя от внешнего источника энергии осуществляют подвод механической энергии к ротору двигателя.
РИСУНКИ
www.findpatent.ru
bankpatentov.ru
