система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания

Формула изобретения

Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания, состоящая из топливного бака, электробензонасоса, фильтра, редукционного клапана, топливного коллектора с электромагнитными форсунками, блока управления с датчиками параметров, отличающаяся тем, что последовательно с электробензонасосом установлен топливный насос с механическим приводом, перед входом в топливный коллектор с электромагнитными форсунками установлен электромагнитный клапан, в обесточенном состоянии сообщающий полость за редукционным клапаном через дозатор топлива с дополнительным топливным коллектором, в котором установлены гидравлически открываемые топливные форсунки, а сливная магистраль дозатора топлива сообщена со сливной магистралью редукционного клапана.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к двигателестроению и предназначено для двигателей внутреннего сгорания с электрическим воспламенением, преимущественно для двигателей легкомоторной авиации.

Известна электронно-механическая система впрыска КЕ-Джетроник (А.Р.Спинов. Системы впрыска бензиновых двигателей. - М.: Машиностроение, 1995, стр.49-56) [1], состоящая из топливного бака, электробензонасоса, фильтра, регулятора давления в системе, задатчика давления, гидравлически открываемых форсунок, установленных во впускном трубопроводе перед впускными клапанами цилиндров и электронного блока управления.

Недостатком данной системы является недостаточная надежность и поэтому малая пригодность для использования в двигателях для легкомоторной авиации. Есть и специфическая проблема для подобных систем - это сложность настройки экономичных режимов работы в широком диапазоне регулирования мощности.

Известна электронная система впрыска топлива L-Джетроник [1], стр.71-80. Она состоит из топливного бака, электробензонасоса, фильтра, регулятора давления в системе, электрически управляемых форсунок впрыска, установленных во впускном трубопроводе перед впускными клапанами цилиндров и электронного блока управления с датчиками основных параметров. Такая система обеспечивает периодический дозированный впрыск топлива во впускной трубопровод.

Система L-Джетроник экономичнее предыдущей, проще поддается регулированию в широком диапазоне, но так же, как и система КЕ-Джетроник, не обладает достаточной надежностью и поэтому малопригодна для использования в легкомоторной авиации.

Задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности системы подачи топлива путем частичного дублирования и упрощения.

Сущность изобретения заключается в том, что в известной системе подачи топлива, состоящей из топливного бака, электробензонасоса, фильтра, редукционного клапана, топливного коллектора с электромагнитными форсунками, блока управления с датчиками основных параметров дополнительно, после электробензонасоса, установлен топливный насос с механическим приводом, перед входом в топливный коллектор с электромагнитными форсунками установлен электромагнитный клапан, который в обесточенном состоянии сообщает полость за редукционным клапаном через механически управляемый дозатор топлива с дополнительным топливным коллектором, в котором установлены гидравлически (давлением топлива) открываемые топливные форсунки. Сливная магистраль дозатора топлива сообщена со сливной магистралью редукционного клапана.

На чертеже приведена схема системы подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания. Она состоит из топливного бака 1, электробензонасоса 2, топливного насоса (с механическим приводом) 3, фильтра 4, редукционного клапана 5, электромагнитного клапана 6, предназначенного для переключения подачи топлива с топливного коллектора 7 на дополнительный топливный коллектор 8. В обесточенном состоянии электромагнитный клапан 6 сообщает полость за редукционным клапаном 5 через трубопровод 9 с дозатором топлива 10. После дозатора 10, регулируемого одновременно с дроссельной заслонкой, топливо поступает в дополнительный коллектор 8 с гидравлически открываемыми форсунками 11, а излишки топлива поступают через трубопровод 12 в сливную магистраль 13 редукционного клапана 5. В топливном коллекторе 7 установлены электромагнитные форсунки 14, включаемые по командам блока управления 15. Датчики основных параметров (синхронизации и скорости, абсолютного давления за дроссельной заслонкой, температуры окружающего воздуха, температуры охлаждающей жидкости) 16 снабжают блок управления необходимой информацией для определения длительности включения электромагнитных форсунок 14 и момента зажигания. Блок управления 15 включается тумблером 17, а электробензонасос 2 - тумблером 18. В системе подачи топлива предусмотрены перепускные топливные каналы с обратными клапанами у электробензонасоса 2 и топливного насоса 3.

Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания работает следующим образом. При подаче напряжения на блок управления 15 тумблером 17 происходит опрос датчиков основных параметров 16 и одновременно включается электромагнитный клапан 6. Блок управления переходит в ждущий режим.

При подаче напряжения на электробензонасос 2 (с помощью тумблера 18) топливо из бака 1 по перепускному каналу топливного насоса 3, через фильтр 4, редукционный клапан 5 и открытый электромагнитный клапан 6 поступает в топливный коллектор 7 и на вход электромагнитных форсунок 14. Давление в системе подачи перед форсунками 14 поддерживается на заданном уровне редукционным клапаном 5 путем сброса излишков топлива через сливную магистраль 13 обратно в топливный бак 1.

При включении двигателя на основании сигналов датчиков основных параметров 16 блок управления 15 определяет момент зажигания и длительность команды на включение соответствующих электромагнитных форсунок 14. Количество топлива, подаваемого в двигатель, прямо пропорционально длительности команды на открытие электромагнитных форсунок.

После запуска двигателя и перехода на режим холостого хода электробензонасос 2 отключается тумблером 18 и система подачи топлива переходит на питание от топливного насоса 3, потребляющего мощность непосредственно с вала двигателя. Топливо к насосу 3 поступает по перепускному каналу электробензонасоса.

При аварийном отключении напряжения питания силовая часть блока управления 15 отключается и одновременно с ней отключаются электромагнитные форсунки 14 и электромагнитный клапан 6. При этом электромагнитный клапан 6 перекрывает подачу топлива в коллектор 7 и открывает подачу топлива в дополнительный топливный коллектор 8, из которого питаются гидравлически открываемые форсунки 11. Форсунки 11 являются форсунками непрерывного действия, производительность которых зависит от величины давления топлива в коллекторе 8, а необходимое давление в этом коллекторе обеспечивается дозатором топлива 10. Закон управления давлением обеспечивается специально спрофилированным кулачком, входящим в состав дозатора. Положение кулачка (его угол поворота) зависит от положения сектора газа (положения дроссельной заслонки). В зависимости от положения кулачка, воздействующего на пружину регулятора давления в дозаторе топлива 10, устанавливается необходимое давление топлива в коллекторе 8, и форсунки 11 обеспечивают распыливание необходимого количества топлива на заданном положением дроссельной заслонки режиме работы. Двигатель остается работоспособным, хотя и не во всем диапазоне регулирования может обеспечить экономичные режимы работы.

В случае выхода из строя топливного насоса 3 в работу в любой момент может быть включен электробензонасос 2.

Применение такой системы подачи топлива позволит исключить аварии по причине прекращения подачи топлива к форсункам авиационного двигателя внутреннего сгорания.