Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата

Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата заключается в запуске одного из двигателей летательного аппарата путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя летательного аппарата. Запуск второго двигателя летательного аппарата осуществляют путем подвода к его ротору мощности от ротора первого двигателя посредством соединения валов роторов обоих двигателей. В полете в экстремальных ситуациях при останове двигателей и невозможности запуска ни одного из них от пускового устройства запуск одного из двигателей производят путем соединения вала его ротора с валом авторотирующего ротора другого двигателя и/или валом авторотирующего ротора другого каскада этого же двигателя. Изобретение позволяет расширить зону запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата и уменьшить время его запуска при упрощении конструкции и снижении веса пусковой системы. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам запуска газотурбинных двигателей (далее - ГТД).

Известен способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата (далее - л.а.), заключающийся в запуске одного из двигателей л.а. путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя (Патент США №4461143, F 02 С 7/26, 1984 г.).

В известном способе запуск второго двигателя производится также от пускового устройства, которое посредством управляемой муфты отключается от ротора первого запущенного двигателя и присоединяется к ротору запускаемого двигателя.

В качестве пусковых устройств роторов ГТД на земле и в полете используют электрические, воздушные, пороховые стартеры, турбокомпрессорные стартеры - энергоузлы и т.д. Для обеспечения надежного запуска ГТД используют специальный комплекс бортовых устройств и агрегатов, которые соединены между собой и ротором запускаемого двигателя коммуникациями различного рода. Однако практически все эти устройства и агрегаты, значительно увеличивая вес л.а., в полете используются очень ограниченное время (только в экстремальных ситуациях для дополнительной подкрутки ротора, а также в качестве вспомогательной силовой установки для питания бортовых систем электроэнергией, сжатым воздухом и т.д.).

Кроме того, известный способ не всегда обеспечивает надежный запуск двигателя в экстремальных условиях и при повторных запусках ввиду имеющихся у вышеуказанных источников энергии различных ограничений по располагаемой мощности и эксплуатационным характеристикам. При этом требуемое повышение расчетной мощности современных пусковых устройств приводит к увеличению их массово-габаритных показателей.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является расширение зоны запуска ГТД многодвигательного л.а. и уменьшение времени его запуска при одновременном упрощении конструкции и снижении веса пускового устройства за счет использования мощности соседнего работающего или авторотирующего двигателя.

Задача решается тем, что в способе запуска газотурбинных двигателей многодвигательного л.а., заключающемся в запуске одного из двигателей л.а. путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя л.а., запуск второго двигателя осуществляют путем подвода к его ротору мощности от ротора первого двигателя посредством соединения валов роторов обоих двигателей, при этом в полете в экстремальных ситуациях при останове двигателей и невозможности запуска ни одного из них от пускового устройства запуск одного из двигателей может быть произведен путем соединения вала его ротора с валом авторотирующего ротора другого двигателя и/или валом авторотирующего ротора другого каскада этого же двигателя.

Осуществление запуска какого-либо из двигателей многодвигательного л.а. за счет использования таких энергоемких источников, как соседний работающий или авторотирующий двигатель, расширяет возможности для запуска ГТД по уровню передаваемой мощности и быстродействию во всем диапазоне полетов л.а. Кроме того, такое использование позволяет исключить из комплекса бортовых устройств и агрегатов некоторые устройства, предназначенные специально для запуска.

В экстремальных ситуациях при останове двигателей и невозможности запуска ни одного из них от пускового устройства обеспечивается надежный запуск одного из отказавших двигателей за счет возможности мгновенного и одновременного подвода мощности от имеющихся на борту л.а. источников энергии, таких как авторотирующий ротор соседнего двигателя и авторотирующий ротор другого каскада этого же двигателя, например ротор низкого давления, за счет энергии срабатывания в роторе давления набегающего потока.

На чертеже представлена схема системы запуска, поясняющая предлагаемый способ.

В двигателях 1 и 2 многодвигательного л.а. роторы 3 и 4 высокого давления посредством механических передач 5 и 6 через муфты 7 и 8 соединены с роторами 9 и 10 низкого давления. В качестве механических передач 5 и 6 используются приводы штатных самолетных и двигательных агрегатов, соединенных с помощью валов, рессор, зубчатых колес и т.д.

Кроме того, вал ротора 3 высокого давления двигателя 1 соединен посредством рессор 11 и 12 через муфту 13 с ротором 4 высокого давления двигателя 2.

Способ запуска ГТД заключается в следующем.

Для предварительной раскрутки ротора 3 высокого давления запускаемого двигателя 1 с помощью передачи механической энергии от работающего или авторотирующего двигателя 2 (в штатных ситуациях запуск двигателя 2 осуществляют путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства 14, в качестве которого может быть использован электрический стартер, турбокомпрессорный стартер-энергоузел, воздушный стартер с подводом сжатого воздуха от ВСУ и т.д.) включают муфту 13 и через рессоры 11 и 12 соединяют ротор 4 высокого давления двигателя 2 с ротором 3 высокого давления двигателя 1.

Для увеличения интенсивности раскрутки ротора 3 высокого давления в полете за счет энергии авторотации (набегающего потока) включением муфты 7 его соединяют с ротором 9 низкого давления этого же двигателя с помощью механической передачи 5. С этой же целью авторотирующий ротор низкого давления 10 через муфту 8 и механическую передачу 6, рессоры 11 и 12 и муфту 13 соединяют с ротором 3 двигателя 1. После запуска муфты 7, 8 и 13 отключают.

Запуск двигателя 2 с помощью энергии работающего или авторотирующего двигателя 1 осуществляют аналогичным образом в обратной последовательности.

Изобретение позволяет расширить зону запуска ГТД многодвигательного л.а., уменьшить время его запуска при упрощении конструкции и снижении веса пусковой системы.

Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата (л.а.), заключающийся в запуске одного из двигателей л.а. путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя л.а., отличающийся тем, что запуск второго двигателя л.а. осуществляют путем подвода к его ротору мощности от ротора первого двигателя посредством соединения валов роторов обоих двигателей, при этом в полете в экстремальных ситуациях при останове двигателей и невозможности запуска ни одного из них от пускового устройства запуск одного из двигателей производят путем соединения вала его ротора с валом авторотирующего ротора другого двигателя и/или валом авторотирующего ротора другого каскада этого же двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области турбокомпрессоростроения, в частности к способам пуска газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности авиационного двигателестроения. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к воспламенителям, предназначенным преимущественно для основных камер сгорания, и может быть использовано в системе запуска газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к управлению воздушным стартером, и направлено на повышение надежности закрытия пневмоклапана, открывающего и закрывающего вход в воздушный стартер.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам и системам для запуска газотурбинных двигателей (ГТД) с помощью электростартера (Э/С) или стартера-генератора (СТГ).

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения
Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано в системах запуска газотурбинных установок

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использовано в системах зажигании стационарных газотурбинных установок или другом электрооборудовании, заключенном в герметичную оболочку

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам, предназначенным для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей, и может быть использовано в системах зажигания жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к технологии изготовления емкостных агрегатов зажигания, используемых в системах зажигания авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использовано при изготовлении агрегатов зажигания стационарных газотурбинных установок

Изобретение относится к энергетике, в частности к способам запуска газотурбинных двигателей

Изобретение относится к технике розжига горючих смесей с помощью электрической искры, в частности к емкостным системам зажигания, и может быть использовано для контроля и оценки работоспособности системы зажигания, сравнительной оценки воспламеняющей способности емкостной системы зажигания совместно с запальными устройствами, в которые установлены свечи зажигания

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области электротехники, в частности к электростартерам для запуска газотурбинных установок, используемых в газоперекачивающих агрегатах и электрических станциях

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам запуска газотурбинных двигателей

Наверх