Система топливопитания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что в состав системы дополнительно введено устройство переключения УП, первый вход которого подключен к выходу электронного регулятора ЭР, второй вход - через дроссель - к выходу электронасоса низкого давления ЭН НД, третий вход - к выходу электронасоса высокого давления ЭН ВД, а выход - ко входу запорного клапана первого коллектора ЗК 1 камеры сгорания ГТД. Такое выполнение системы позволит повысить надежность работы двигателя за счет использования для питания первого коллектора форсунок на участке запуска ГТД ЭН НД, что обеспечивает требуемый расход топлива в камеру сгорания ГТД без дополнительных дозирующих устройств, что повышает надежность работы ГТД. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известна система топливопитания ГТД, содержащая электронный регулятор (ЭР), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), включающий в себя насос, работающий от коробки приводов ГТД, и блок исполнительных элементов (ИЭ) [1].

Недостатком известной системы является следующее ее низкая эффективность на ряде режимов работы ГТД.

Насос, работающий от коробки приводов, на запуске ГТД при низкой частоте вращения ротора компрессора, являющегося приводом коробки приводов, из-за недостаточной производительности не обеспечивает подачу топлива в количестве, необходимом для перекладки гидроцилиндров механизации ГТД и топливопитания камеры сгорания (КС).

Применение насоса большей производительности, обеспечивающего расход, необходимый на участке запуска ГТД, приводит к существенному подогреву топлива на основных режимах работы двигателя и снижает надежность работы ГМР.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является система топливопитания ГТД, содержащая электронный регулятор (ЭР), вход которого соединен с датчиками параметров двигателя и режима полета, последовательно соединенные электронасос низкого давления (ЭН НД) и электронасос высокого давления (ЭН ВД), управляемые входы которых подключены к выходу ЭР, запорный клапан первого коллектора форсунок (ЗК I) КС и запорный клапан второго коллектора (ЗК II) форсунок КС, подключенные к выходу ЭН ВД [2].

Недостатком этой системы является следующее.

Система топливопитания такого типа хорошо подходит для ГТД небольшой размерности, например ТВД-0-100. Для ГТД такого класса характерно соотношение К между расходом топлива на максимальном режиме и расходом топлива на розжиге КС

В случае применения такой системы на ГТД большой размерности, например ПС-90А2, требуется обеспечить величину

При этом приходится применять в качестве ЭН ВД насос, производительность которого выбрана из условия обеспечения расхода топлива на максимальном режиме. Это приводит к необходимости включать в состав системы дополнительные дозирующие устройства, обеспечивающие слив избытков топлива от насоса по команде ЭР, т.к. для насосов объемного типа постоянной производительности можно обеспечить стабильное дозирование топлива за счет изменения частоты вращения насоса в диапазоне 1...25, не более.

Это снижает надежность работы самой системы топливопитания и, как следствие, надежность работы ГТД.

Целью изобретения является повышение надежности работы системы топливопитания и, как следствие, повышение надежности ГТД.

Поставленная цель достигается тем, что дополнительно в состав системы введено устройство переключения (УП), первый вход которого подключен к выходу ЭР, второй вход - через дроссель - к выходу ЭН НД, третий вход - к выходу ЭН ВД, а выход - ко входу ЗК 1.

На чертеже представлена структурная схема заявляемой системы топливопитания ГТД.

Устройство содержит ЭР 1, вход которого соединен с датчиками 2 параметров двигателя и режима полета, последовательно соединенные ЭН НД 3 и ЭН ВД 4, управляемые входы которых подключены к выходу ЭР 1, ЗК I 5, ЗК II 6, подключенный к выходу ЭН ВД 4, УП 7, первый вход которого подключен к выходу ЭР 1, второй вход - через дроссель 8 - к выходу ЭН НД 3, третий вход - к выходу ЭН ВД 4, а выход - ко входу ЗК I 5.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 1 по сигналам датчиков 2 по известным зависимостям (см., например, [5]), формирует управляющие воздействия на ЭН НД 3 и ЭН ВД 4.

На первом участке запуска ГТД (раскрутка ротора ГТД стартером до частоты розжига КС), ЭН НД 3 выключен, ЭН ВД 4 выключен, УП 7 находится в положении ″розжиг″, при котором вход ЗК I 5 подключен через дроссель 8 к выходу ЭН НД 3.

Когда ротор ГТД раскручивается до частоты вращения розжига КС, по команде ЭР 1 включается ЭН НД 3 и выходит на частоту вращения, при которой он обеспечивает при наличии специально подобранного дросселя 8 расход топлива, необходимый для розжига КС.

После розжига КС по команде ЭР 1 начинается увеличение частоты вращения ЭК НД 3, что обеспечивает увеличение расхода топлива, необходимого для выполнения программы запуска ГТД.

После выхода ГТД на режим ″малого газа″ по командам ЭР 1 включается ЭН ВД 4, его частота вращения изменяется таким образом, чтобы располагаемая производительность насоса обеспечила включение в работу второго коллектора форсунок КС.

После этого по командам ЭР 1 УП7 переключается в положение ″основные режимы″, при котором питание обеих коллекторов обеспечивается от ЭН ВД 4, а частота вращения ЭН НД 3 снижается до уровня, обеспечивающего бескавитационную работу ЭН ВД 4.

Таким образом, обеспечивается нормальный розжиг КС, запуск ГТД и его работа на основных режимах.

Это позволяет повысить надежность работы ГТД.

Источники информации

1. ″Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С″, ЛНПО им. В.Я.Климова, Ленинград, 1988 г.

2. ″II Международная научно-техническая конференция ″Авиадвигатели XXI века″. Сборник тезисов. Том III.″, ЦИАМ, г.Москва, 2005 г.

3. Техническое задание №17664 на разработку системы топливопитания, автоматического управления и контроля двигателя ПС-90А2, ОАО ″Авиадвигатель″, г.Пермь, 2002 г.

4. Т.М.Башта ″Объемные насосы и гидравлические двигатели гидросистем″, М., ″Машиностроение″, 1974 г.

5. Шевяков А.А. ″Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов″, М., ″Машиностроение″, 1976 г.

Система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая электронный регулятор (ЭР), вход которого соединен с датчиками параметров двигателя и режима полета, последовательно соединенные электронасос низкого давления (ЭН НД) и электронасос высокого давления (ЭН ВД), управляемые входы которых подключены к выходу ЭР, запорный клапан первого коллектора форсунок (ЗК I) камеры сгорания (КС), запорный клапан второго коллектора (ЗК II) форсунок КС, подключенный к выходу ЭН ВД, отличающаяся тем, что в состав системы дополнительно введено устройство переключения (УП), первый вход которого подключен к выходу ЭР, второй вход через дроссель к выходу ЭН НД, третий вход к выходу ЭН ВД, а выход ко входу ЗК I.