Турбонасосная установка для летательного аппарата
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аварийным приводам гидроагрегатов летательных аппаратов. Целью изобретения является уменьшение габаритов, массы установки. Установка содержит выносную штангу 5 с турбиной 1 на конце. Штанга серьгой 21 шарнирно прикреплена к кронштейну 19 самолета. Внутри штанги 5 размещен насос, связанный рессорой 14 и шестерней 12 с валом турбины 1. Набегающий на лопасти турбины 1 воздушный поток приводит ее во вращение, которое передается через ведущую шестерню 12, ведомую шестерню 13 и связанную с ней с помощью шлиц рессору 14 на рабочие органы 7 насоса 6. При вращении рабочих органов 7 насоса 6 происходит всасывание рабочей жидкости из сливной магистрали гидросистемы и подача ее в магистраль нагнетания, чем обеспечивается питание гидросистемы летательного аппарата рабочей жидкостью с необходимыми параметрами. Возврат турбины в нерабочее (убранное) положение производится после посадки и полной остановки летательного аппарата. 2 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к аварийным приводам гидроагрегатов летательных аппаратов. Целью изобретения является уменьшение габаритов, массы установки. На фиг. 1 изображен продольный разрез турбонасосной установки (воздушная турбина представлена без разреза); на фиг. 2 - турбонасосная установка вид А на фиг. 1 (со стороны набегающего воздушного потока, с частичным разрезом по шарнирной ее заделке на кронштейне летательного аппарата). Турбонасосная установка содержит воздушную турбину 1, размещенную на подшипниках 2 и 3 в корпусе 4, выносную штангу 5, насос 6, рабочие органы 7 которого размещены на подшипниках 8 и 9 соответственно, в корпусе 10 и перегородке 11, являющимися частью выносной штанги 5, промежуточную передачу, состоящую из ведущей и ведомой конических шестерен 12, 13 и рессоры 14, систему стопорения ротора, включающую в себя фиксатор 15, коромысло 16, пружину 17 и выступы 18 на неподвижном кронштейне 19. Кронштейн 19, ось 20, серьга 21 на корпусе 10 насоса 6, уплотнительные кольца 22 обеспечивают шарнирную установку турбонасосной установки на летательном аппарате. Проушины 23, размещенные на корпусе 10 насоса 6, обеспечивают крепление турбонасосной установки к системе выпуска (не показана) в воздушный поток. Ведущая шестерня 12 жестко установлена на выходном валу 24 воздушной турбины 1, а ведомая шестерня 13 размещена в корпусе 4 и полой выносной штанге 5 с помощью втулки 25 и подшипников 26. Смазка шестерен и подшипников обеспечивается жидкостью, заполняющей полость 27 в штанге выноса 5 и корпусе 4. Как видно из фиг. 2, в серьге 21 корпуса 10 имеются полость 28 всасывания и полость 29 нагнетания, а в оси 20 выполнены радиальные отверстия 30, 31, канал 32 всасывания и канал 33 нагнетания. Последние через штуцеры 34 и 35 подключены к всасывающей и нагнетающей магистралям (не показаны) гидросистемы летательного аппарата. Работа турбонасосной установки происходит следующим образом. В нерабочем (убранном) положении турбонасосная установка находится внутри летательного аппарата с зафиксированной от проворота фиксатором 15 турбиной 1 и удерживается в этом положении системой выпуска за проушины 23. Вывод турбины 1 в воздушный поток осуществляется с помощью системы выпуска, которая, воздействуя через проушины 23 на корпус 10 насоса, поворачивает его вместе со штангой 5 и турбиной 1 вокруг оси 20 на серьге 21. После вывода турбины в воздушный поток до положения, исключающего возможность задевания ее лопастей о конструкцию летательного аппарата, происходит автоматическое растормаживание турбины 1, так как в конце поворота вокруг оси 20 коромысло 16 упирается в выступы 18 неподвижного кронштейна 19 и удерживает фиксатор 15, а дальнейший поворот вокруг оси 20 приводит к продольному перемещению фиксатора 15 относительно отверстия в турбине 1 до полного вывода из последнего. При этом пружина 17 сжимается. Происходит растормаживание турбины 1. Набегающий на лопасти турбины 1 воздушный поток приводит ее во вращение, которое передается через ведущую шестерню 12, ведомую шестерню 13 и связанную с ней с помощью шлиц рессору 14 на рабочие органы 7 насоса 6. При вращении рабочих органов 7 насоса 6 происходит всасывание рабочей жидкости из магистрали гидросистемы через штуцер 34, канал 32, отверстия 30, полость всасывания 28 и подача ее в магистраль нагнетания через полость нагнетания 29, отверстия 31, канал 33 и штуцер 35, чем обеспечивается питание гидросистемы летательного аппарата рабочей жидкостью с необходимыми параметрами. Возврат турбины 1 в нерабочее (убранное) положение производится после посадки и полной остановки летательного аппарата. Так как корпус 10 насоса 6 является одновременно частью штанги выноса, габариты которой определяются размахом лопастей турбины 1, величиной пограничного слоя воздушного потока у летательного аппарата и конструкцией размещения установки на объекте, и благодаря такому расположению насоса, промежуточная передача, кинематически связывающая воздушную турбину с насосом, значительно упрощена (уменьшено число ступеней передачи, т.е. число шестерен и узлов их размещения с корпусами), то обеспечивается уменьшение массы, габаритов установки и трудоемкости ее изготовления. При этом гидравлические и аэродинамические характеристики не ухудшаются, так как расположение полостей 28, 29 всасывания и нагнетания непосредственно в серьге шарнира позволяет выполнить гидравлические каналы 32, 33 связи с магистралями гидросистемы летательного аппарата максимально короткими, практически не вносящими дополнительные гидравлические потери, а расположение насоса 6 в части штанги выноса, прилегающей к шарниру, позволяет остальную часть штанги 5, находящуюся в рабочей зоне воздушного потока, набегающего на лопасть турбины 1, выполнить с аэродинамическим профилем.
Формула изобретения
ТУРБОНАСОСНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая воздушную турбину, размещенную на выносной штанге, шарнирно установленной при помощи серьги на втулке, расположенной в кронштейне летательного аппарата, насос, имеющий ротор с рабочими органами, размещенный на подшипниках в корпусе и связанный всасывающей и нагнетательной полостями с магистралями гидросистемы, а также промежуточную кинематическую передачу, связывающую турбину с насосом, отличающаяся тем, что, с целью уменьшения габаритов и массы, ротор с рабочими органами размещен внутри выносной штанги, которая снабжена перегородкой для установки подшипников ротора, а всасывающая и нагнетательная полости насоса выполнены в серьге и сообщены с магистралями гидросистемы посредством каналов, выполненных во втулке.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2MM4A - Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 12.05.2002
Извещение опубликовано: 10.07.2008 БИ: 19/2008
