Насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к области систем автоматического управления подачи топлива к газотурбинному двигателю летательного аппарата.

В настоящее время широко распространены системы топливопитания газотурбинного двигателя, в которых подача топлива к форсункам камер сгорания основного и форсажного контура производится системой автоматического управления с насосным агрегатом, содержащим один центробежный насос.

Известен насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя, содержащий основной насос подачи топлива в камеру сгорания, связанный с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента, внутренняя полость которого гидравлически связана через переключающее устройство с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания и с напорной полостью этого насоса, при этом регулирующий орган гидродинамического преобразователя и управляющая полость переключающего устройства подключены к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем. (Патент РФ №2413856, опубл. 2011 г.)

В известном устройстве осуществление связи насоса подачи топлива в камеру сгорания с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента обеспечивает на каждом требуемом режиме работы двигателя подачу топлива на вход основного насоса с оптимальным давлением при минимальных затратах мощности для привода этого насоса, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе. Кроме того, такое конструктивное исполнение позволяет использовать основной насос для питания как основной, так и форсажной камеры сгорания.

Кроме того, такое устройство позволяет при малых расходах топлива по команде системы автоматического управления отключить в полете основной насос для подачи топлива в камеру сгорания и переключить работу двигателя от насоса, предназначенного для питания топливом силовых агрегатов. Это способствует снижению нагрева топлива на режимах полета с малыми расходами топлива на двигатель, однако, ввиду того, что насос, предназначенный для питания силовых агрегатов, также обладает достаточно большой мощностью, при падении расходов топлива на двигатель на режиме малого газа и на крейсерских режимах полета, когда величина подачи топлива становится меньше 5% от максимальных значений подачи, также может возникать перегрев топлива. Данное обстоятельство не позволяет осуществлять работу двигателя в максимально возможном диапазоне режимов его работы, тем самым не позволяя обеспечить достижение более высоких тактико-технических характеристик летательного аппарата.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является предотвращение перегрева топлива в системе топливопитания газотурбинного двигателя при уменьшении величины подачи топлива до 1%, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и, тем самым, повысить надежность ее работы.

Технический результат достигается тем, что насосный агрегат системы топливопитания газотурбинного двигателя, содержащий основной насос подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, связанный своим напорным патрубком с выходным патрубком насосного агрегата, установленный на выходном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, связанного с валом газотурбинного двигателя, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя крутящего момента гидравлически связана с входом основного насоса и с его напорной полостью, а регулирующий орган гидродинамического преобразователя подключен через сервопоршень к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем, снабжен дополнительным насосом в виде центробежной крыльчатки с мощностью потребления не превышающей 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, установленной на входном валу гидродинамического преобразователя крутящего момента, причем напорная полость дополнительного насоса связана посредством гидравлического канала с размещенным в нем отсечным обратным клапаном с выходным патрубком насосного агрегата, при этом в напорном патрубке основного насоса также размещен отсечной обратный клапан. Кроме того, напорная полость дополнительного насоса через дроссельное устройство может быть соединена с внутренней полостью гидродинамического преобразователя крутящего момента.

Установка на входном валу гидродинамического преобразователя дополнительной крыльчатки малой мощности, напорная полость которой связана с выходной полостью насосного агрегата каналом связи и наличие в этом канале, а также в напорном патрубке основного насоса, отсечных обратных клапанов позволяет реализовать двухкаскадное исполнение насосного агрегата, при котором топливопитание газотурбинного двигателя на режиме малого газа и на крейсерских режимах полета, когда величина подачи топлива становится меньше 5% от максимальных значений подачи, осуществляется только за счет дополнительной крыльчатки, малая мощность которой не допускает перегрева топлива, поддерживая тем самым низкую теплонапряженность всей системы топливопитания двигателя.

Изобретение поясняется графически, где на фиг. 1 представлена схема топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Насосный агрегат содержит насос в виде установленной в корпусе насоса шнекоцентробежной крыльчатки 1, рассчитанной на большие величины подачи с давлением 100 кгс/см² и более, требующей для своей работы 100 кВт и более. Крыльчатка 1 установлена в подшипниках 2 на выходном валу 3 гидродинамического преобразователя 4 крутящего момента.

Входной вал 5 гидравлического преобразователя 4 кинематически связан с ротором газотурбинного двигателя летательного аппарата. Регулирующим органом гидропреобразователя 4 являются поворотные лопатки 6 реактора, поворот которых осуществляет сервопоршень 7, соединенный импульсными каналами 8 с регулятором 9 подачи топлива системы автоматического управления двигателя. Для работы гидропреобразователя 4 с высоким КПД на его входном валу 5 и выходном валу 3 устанавливаются гидравлические уплотнения 10, например, торцевого типа. Патрубок 11 выхода топлива из агрегата соединен с напорной полостью 12 шнекоцентробежной крыльчатки 1 связным каналом с обратным клапаном 13.

Данные конструктивные элементы образуют первый каскад насосного агрегата.

Второй каскад агрегата выполняется в виде дополнительного насоса, представляющего собой установленную в корпусе 14 центробежную крыльчатку 15 с малой мощностью потребления - не более 15 кВт, преимущественно импеллерного типа, имеющей высокие значения КПД при малых величинах коэффициента быстроходности. Крыльчатка 15 закреплена на входном валу 5 преобразователя 4. Напорная полость 16 дополнительного насоса соединена посредством связного канала 17 с напорной полостью 12 шнекоцентробежной крыльчатки 1 первого каскада. Для устранения перетеканий топлива из первого каскада во второй каскад в связном канале 17 устанавливается клапан 18 обратного типа. Напорная полость 16 соединяется с внутренней полостью 19 гидропреобразователя при помощи дроссельного устройства 20 (жиклерного типа).

Работа двухкаскадного насоса топливоподачи в систему автоматического управления двигателя осуществляется следующим образом.

Для работы газотурбинного двигателя с большими подачами (от 100% до 5%) регулятор 9 за счет открытия поворотных лопаток реактора 6 производит включение гидродинамического преобразователя 4 в создание больших мощностей на выходном валу 3 его турбины. Шнекоцентробежная крыльчатка 1 первого контура создает высокие давления, и открывает обратный клапан 13 и закрывает обратный клапан 18, в результате чего топливо практически без гидравлических потерь (гидравлические потери в обратных клапанах близки к нулевым значениям) поступает на выходной патрубок 11 к системе автоматического управления двигателем.

Для работы газотурбинного двигателя с малыми подачами (менее 5%) регулятор 9 по импульсным каналам 8 на сервопоршень 7 закрывает полностью поворотные лопатки реактора 6, в результате чего мощность преобразователя 4 падает практически до нуля - частота вращения выходного вала 3 преобразователя 4 и давление за шнекоцентробежной крыльчаткой 1 первого каскада становятся крайне малыми. При этом за счет давления развиваемого крыльчаткой 15 второго каскада обратный клапан 18 открывается, а обратный клапан 13 закрывается. В таком режиме топливо в систему автоматического управления двигателя поступает только из второго каскада насоса. Дроссельное устройство 20 при полностью закрытых поворотных лопатках 6 реактора позволяет топливу перетекать во внутреннюю полость 19 преобразователя 4 с целью исключения потерь на его насосном колесе, которое продолжает вращаться, и охлаждения полости 19. Поскольку мощность насоса второго каскада мала, подогревы топлива при подаче менее 5% не превысят величины 15-20 градусов Цельсия, что и создает низкую теплонапряженность всей топливной системы двигателя.

Предлагаемое изобретение открывает новое направление развития и достижения более высоких параметров и тактико-технических летных характеристик при построении новых поколений газотурбинных двигателей и летательных аппаратов авиационной отрасли.

Создание повышенного хладоресурса топлива летательного аппарата позволяет улучшать работу его многочисленных комплексных систем, использующих топливо в качестве хладоагента, и отказаться от ряда топливовоздушных теплообменников, обеспечивая тем самым уменьшение веса самого летательного аппарата.