патент
№ RU 2315884
МПК F02C9/26

СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Авторы:
Добрянский Георгий Викторович Лахонин Сергей Борисович Лунин Александр Георгиевич
Все (6)
Номер заявки
2006124270/06
Дата подачи заявки
07.07.2006
Опубликовано
27.01.2008
Страна
RU
Дата приоритета
24.06.2024
Номер приоритета
Страна приоритета
Как управлять
интеллектуальной собственностью
Реферат

Изобретение относится к системам автоматического управления газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении и других областях техники. Система топливопитания газотурбинного двигателя содержит насос для подачи топлива в камеру сгорания, последовательно подсоединенное к нему дозирующее устройство, насос для питания топливом силовых агрегатов управления, гидравлически связанный с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания исполнительный механизм регулятора двигателя и подключенный к последнему дроссель, а также гидравлически связанный с выходом насоса для питания топливом силовых агрегатов управления клапан постоянного перепада и подключенный к последнему кран с сервоприводом, причем сервопривод подключен к дросселю, выход крана гидравлически связан с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания, а клапан постоянного перепада подключен к входу и выходу крана. Изобретение позволяет снизить вес и повысить надежность системы топливопитания газотурбинного двигателя. 1 ил.

Формула изобретения

Система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос для подачи топлива в камеру сгорания, последовательно подсоединенное к нему дозирующее устройство, и насос для питания топливом силовых агрегатов управления, отличающееся тем, что дополнительно содержит гидравлически связанный с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания исполнительный механизм регулятора двигателя и подключенный к последнему дроссель, а также гидравлически связанный с выходом насоса для питания топливом силовых агрегатов управления клапан постоянного перепада и подключенный к последнему кран с сервоприводом, причем сервопривод подключен к дросселю, выход крана гидравлически связан с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания, а клапан постоянного перепада подключен к входу и выходу крана.

Описание

Изобретение относится к системам автоматического управления газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении и других областях техники.

Известна система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос для подачи топлива в камеру сгорания, последовательно подсоединенное к нему дозирующее устройство, и насос для питания топливом силовых агрегатов управления (см. Б.А.Черкасов «Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1974 г., с.251, рис.7.1.).

В известной системе применены два насоса, каждый из которых оптимизирован для выполнения своей задачи. В частности, насос для питания топливом силовых агрегатов управления обслуживает систему управления механизации компрессора и систему управления реактивного сопла, а в последнее время и систему управления вектором тяги.

Недостатком известной системы топливопитания являются значительные вес и габариты как следствие появления системы управления вектором тяги.

Учитывая тот факт, что применение вектора тяги ограничивается по высоте и скорости полета, на режимах предельного расхода топлива (как правило, это режим максимальной скорости у земли), когда от насоса для питания топливом силовых агрегатов управления не требуется больших расходов, нет смысла перетяжелять насос для подачи топлива в камеру сгорания, проектируя его на максимальные расходы. В этом случае целесообразно снизить его вес и габариты, повысив показатели надежности, спроектировав насос на пониженный расход, отбирая недостающий от насоса питания геометрии.

Технический результат - снижение веса и повышение надежности системы топливопитания газотурбинного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос для подачи топлива в камеру сгорания, последовательно подсоединенное к нему дозирующее устройство, и насос для питания топливом силовых агрегатов управления, дополнительно содержит гидравлически связанный с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания исполнительный механизм регулятора двигателя и подключенный к последнему дроссель, а также гидравлически связанный с выходом насоса для питания топливом силовых агрегатов управления клапан постоянного перепада и подключенный к последнему кран подпитки с сервоприводом, причем сервопривод подключен к дросселю, выход крана гидравлически связан с выходом насоса для подачи топлива в камеру сгорания, а клапан постоянного перепада подключен к входу и выходу крана подпитки.

На чертеже представлена структурная схема системы топливопитания авиационного газотурбинного двигателя.

Система топливопитания газотурбинного двигателя, например, авиационного, содержит насос 1 подачи топлива в камеру сгорания и последовательно подключенное к нему дозирующее устройство, выполненное в виде дозирующего крана 2, насос 3 для питания топливом силовых агрегатов управления (гидроцилиндров управления створками выходного сопла, направляющих аппаратов компрессора, вектором тяги), исполнительный механизм 4 регулятора двигателя, гидравлически связанный с выходом насоса 1, и дроссель 5, последовательно подключенный входом к исполнительному механизму 4 регулятора двигателя. Также система топливопитания содержит последовательно включенные клапан 6 постоянного перепада, гидравлически связанный с насосом 3, и кран 7 подпитки с сервоприводом. Причем сервопривод подключен к дросселю 5, выход крана 7 гидравлически связан с выходом насоса 1, а клапан 6 постоянного перепада - с входом и выходом крана 7 подпитки.

Система работает следующим образом.

Топливо от насоса 1 подачи топлива в камеру сгорания двигателя через дозирующий кран 2 поступает к распределителю топлива по коллекторам форсунок основной камеры сгорания (последние не показаны). В современных системах управления на дозирующем кране, как правило, устанавливается датчик положения, сигнал которого обрабатывает электронный регулятор двигателя с целью определения текущего расхода топлива. Информация о текущем расходе используется в программах управления двигателем.

В процессе работы исполнительный механизм 4 регулятора двигателя закрыт и перекрывает подачу топлива к дросселю 5 и сервоприводу крана 7 подпитки. Кран 7 закрыт и отсекает подачу топлива от насоса 3 для питания топливом силовых агрегатов управления в линию нагнетания насоса 1. При выходе на режимы, характеризующиеся большим расходом основного топлива, например режим максимальной скорости у земли, электронный регулятор, имея информацию о текущем расходе, включает исполнительный механизм 4 при достижении расходом топлива заданной величины. Его открытие обеспечивает подвод топлива высокого давления с выхода насоса 1 через дроссель 5 к сервоприводу крана 7 подпитки. Кран 7 открывается и сообщает выход насоса 3 с выходом насоса 1. Таким образом, обеспечивается параллельное подключение двух объемных насосов, т.е. суммирование расходов на входе в дозирующий кран 2.

Поскольку сечение крана 7 подпитки постоянно и на нем поддерживается постоянный перепад давлений клапаном 6, расход топлива подпитки известен.

Для плавного включения и отключения подпитки в систему введен дроссель 5, обеспечивающий плавное перемещение во времени сервопривода крана 7. Проливочная характеристика дросселя 5 подобрана таким образом, чтобы за время включения или отключения подпитки узел управления производительностью насоса 1 успевал отследить изменение расхода подпитки.

Как компенсировать расходы
на инновационную разработку
Похожие патенты