способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

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.

Описание изобретения к патенту

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 100^oC.

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.