Патент ссср 189690
ОПИСАНИЕ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ
Соеа Советскнх
Социалистических
Республик
Зависимое от «вт, свидетельсгва №
Кл, 62с, 15, 01
Заявлено 11.1Х.1964 (№ 920333/40-23) с присоединением заявки ¹
Приоритет
Опубликовано ЗО.Х1.1966. Бюллетень № 24
Дата опубликования описания 10.1.1967
МПК В 64d
Комитет по делам изобретений н открытий прн Совете Мнннстрав
СССР
У..1, К 629. i ..C1, C3 (Сь 2.6) Авторы изобретения
Б. Б. Некрасов, А, Г. Полюшков и Г.
Заявитель Военно-воздушная инженерная академия имени
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАПУСКА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Известны устройства для запуска авиационных двигателей с помощью наземного или оортового источника гидравлической энергии и гидромотора гидромеханического приводя самолетного генератора переменного тока. Однако при увеличении мощности, а следовательно, и веса авиационных двигателей мощность, развиваемая на стартерном режиме при помощи этих устройств, может оказаться недостаточной для быстрой раскрутки ротора и запуска двигателя.
Особенность описываемого устройства заключается в том, что, с целью увеличения мощности, подаваемой при стартерном режиме на вал двигателя, во входной и выходной части трубопровода гидромеханнческого привода генератора переменного тока вмонтированы перепускные краны для подвода рабочей жидкости под давлением от источника гидравлической энергии одновременно к обеим гидравлическим машинам, соединенным па- раллельно и работающим при этом в режиме гидромотора.
На фиг. 1 схематически представлено устройство для запуска двигателя; ня фиг. 2— схема действия перепускного крана.
Вал 1 авиационного двигателя соединен с водилом сателлитов 2, вал генератора — с солнечной шестерней 8, а коронная шестерня
4 через зубчатую передачу 5 связана с гидромотором б. От вала двигателя предусмотрена зубчатая передача 7 к гидронасосу 8 (сплошными линиями со стрелками показан путь рабочей жидкости при стартерном режиме, пунктирными стрелками — прп генераторном режиме).
При стартерном режиме рабочая жидкость под давлением от источника гидравлической энергии через входной штуцер с клапаном у подводится к гидравлической системе привода генератора, и по завершении цикла работы через штуцер 10 отводится обратно к »сточнику гидравлической энергии. Далее рабочая жидкость поступает одновременно к гидронасосу 8 и через кран 11 — к гидромотору
6. Вал генератора прн этом тормозится автоматическим тормозным устройством 12, кран
18 закрыт, а краны 14 и 15 открыты. На первом этапе запуска, пока в работу «е вступила турбина, гидромаппшы работают как гидромоторы и вращают ва7 авиационного дгнгателя. Из гндромашин жидкость через кран 14 поступает в бак 16, а из него возвращается к источнику гидравлической энергии.
На первом этапе стартерного режима направление вращени". гндромоторя противоположно направлению вращения его ня генеряторном режиме. Поэтому в процессе запуска вращение гид1. омотора должно смениться на
30 обратное. На втором этапе запуска, когда в
189690
Предмет изобретения фиг. 3
Состав и тель H. С. Л ее ко вой
Редактор Л. В. Калашникова Техред Л. Бриккер Корректоры: М. П. Ромашова и О. Б, Тюрина
Заказ 4151i10 Тираж 700 Формат бум. б0 90 /з Объем 0,1б изд. л. Подписное
ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий прн Совете Министров СССР
Москва, Центр, пр. Серова, д. 4
Типография, пр, Сапунова, 2 работу вступает турбина, вал генератора растормаживается, кран 11 (см. фиг. 2) постепенно закрывается, переходя из положения а в положение б, в связи с чем подача жидкости к гидромотору уменьшается; уменьшается и момент, передаваемый от гидромотора валу двигателя. Е концу второго этапа запуска кран ll ставится в положение б, гидромотор останавливается, а гидронасос 8, работая в режиме двигателя, продолжает передавать тот же вращающий момент, что и на первом этапе запуска. В начале третьего этапа запуска кран 18 открывается, а краны 14 и 15 закрываются. Кран 11 ставится в положение в, и тем самым подача гидравлической энергии прекращается, а двигатель постепенно разгоняется до оборотов малого газа, при этом система гидромеханического привода выходит на минимальные обороты генераторного режима.
Устройство для запуска авиационного дви. гателя, включающее в себя гидронасос и гид5 ромотор, соединенные зубчатыми механизмами соответственно с валом авиационного двигателя и с валом генератора, тормозное устройство на валу генератора и трубопровод со штуцерами для присоединения к аэродромно10 му или бортовому источнику гидравлической энергии, отличающееся тем, что, с целью увеличения мощности, подаваемой на вал двигателя на стартегном режиме, гидронасос и гидромотор трубопроводом параллельно npucoels динены через запирающий и тройниковый перепускпой краны к входному штуцеру источника гидравлической энергии, а на трубопроводах, соединяющих гидронасос и гидромотор со сливным бачком, установлены запирающие
20 краны.
