Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства

Авторы патента:


Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства
Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства

 


Владельцы патента RU 2515912:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Описание предшествующего уровня техники

Изобретение относится к охлаждению электрических устройств для запуска авиационных двигателей.

Конкретной областью применения изобретения является отрасль авиационных двигателей с газовой турбиной, в частности турбодвигателей.

Запуск авиационного двигателя традиционно обеспечивается электрической машиной, приводящей в действие вал двигателя. Электрической машиной может быть электрический мотор или машина, образующая стартер/генератор (или С/Г), работающий в режиме двигателя при запуске и затем в режиме синхронного генератора.

При запуске необходимо устранить калории, создаваемые электрическим пусковым устройством, то есть действующей электрической машиной, а также предпочтительно электронным силовым контуром, используемым для управления электрической машиной, например, как указано в документе ЕР 1953899.

В авиационном двигателе в качестве охлаждающей текучей среды традиционно используется топливо либо непосредственно, либо путем теплообмена с передающей тепло текучей средой, например маслом.

Топливо закачивают в бак и подают в топливный контур двигателя, который содержит насос высокого давления. Насос подает топливо под высоким давлением в основной контур для питания камеры сгорания двигателя. Насосом высокого давления обычно является шестеренчатый насос, приводимый в действие от вала двигателя через коробку механической передачи или коробку приводов агрегатов (AGB).

Было предложено обеспечивать охлаждение электрического пускового устройства с помощью топлива, забираемого на выходе из насоса высокого давления насосного контура двигателя. Для того чтобы обеспечить достаточный поток охлаждающего топлива при низкой пусковой скорости, необходимо придать насосу высокого давления значительную производительность. Тогда такая производительность значительно переразмерена для создания скорости потока, требуемой основным контуром питания во время работы двигателя на номинальной скорости, что предполагает отвод значительной порции топлива, подаваемого насосом высокого давления для того, чтобы вернуть его к низкому давлению. Может быть рассмотрено использование дополнительных насосов, приводимых в действие механическим путем с помощью двигателя, с целью питания охлаждающего устройства электрического пускового устройства. Но подобное решение выражается в увеличении массы, в требовании дополнительных механических связей с коробкой приводов агрегатов (AGB) и ставит задачу при высокой скорости путем отвода тогда слишком большого потока топлива.

В документе US 3733816 было предложено охлаждать электронный вычислитель газотурбинного двигателя посредством топлива, подаваемого насосом, расположенным выше по потоку от топливного насоса высокого давления, последовательно соединенного с последним, причем оба насоса смонтированы на общем приводном валу, соединенном с двигателем.

Цель и сущность изобретения

Целью изобретения является предложить решение задачи охлаждения электрического пускового устройства, которое не имеет подобных недостатков.

Эта цель достигается посредством авиационного двигателя, содержащего топливное насосное устройство, включающее в себя насос высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливным трубопроводом низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром для подачи топлива под высоким давлением, электрическое устройство для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством, с целью обеспечить охлаждение путем циркуляции топлива двигателя, в котором охлаждающее устройство питается топливом с помощью насоса, приводимого в действие с помощью электрического мотора независимо от насоса высокого давления и имеющего вход, соединенный с насосным устройством, расположенным выше по потоку от насоса высокого давления.

Использование такого электрического насоса дает возможность обеспечивать достаточную скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления и выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя.

Предпочтительно насосное устройство содержит насос низкого давления, приводимый в действие от вала двигателя и имеющий выход, соединенный с входом насоса высокого давления, при этом питающий охлаждающее устройство электрический насос имеет свой вход, соединенный с насосным устройством между выходом насоса низкого давления и входом насоса высокого давления.

Таким образом, после запуска, когда скорость двигателя увеличивается, электрический насос может быть отключен, тогда насос низкого давления приводится в действие с достаточной скоростью, для того чтобы эффективно питать охлаждающее устройство, причем возможно, что охлаждение требуется постоянно, когда электрическое пусковое устройство является устройством типа стартер/генератор.

По-прежнему предпочтительно, что питающий охлаждающее устройство электрический насос имеет выход, соединенный с основным контуром для подачи топлива под высоким давлением.

Таким образом, во время стадии запуска электрический насос может способствовать созданию достаточной скорости потока топлива к основному питающему топливному контуру. Тогда возможно использовать насос высокого давления шестеренчатого типа, но с меньшей производительностью, или насос высокого давления центробежного типа, который имеет меньшую массу и большую надежность, чем насос шестеренчатого типа, хотя он подает меньший поток топлива при низкой скорости запуска.

В соответствии с конкретным вариантом осуществления настоящего изобретения охлаждающее устройство содержит первый контур для циркулирования теплопередающей текучей среды, соединенный с электрическим пусковым устройством, второй контур для циркулирования топлива, соединенный с электрический насосом, питающим охлаждающее устройство, и теплообменник, проходящий через первый контур и второй контур.

Охлаждающее устройство может быть сконструировано так, чтобы охлаждать электрический стартер электрического пускового устройства и электронный силовой контур управления электрического стартера.

Краткое описание чертежей

Изобретение будет лучше понятно после прочтения представленного далее описания в качестве указания, но не ограничения, со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

Фиг. 1 очень схематично иллюстрирует авиационный газотурбинный двигатель, и

Фиг. 2 иллюстрирует вариант осуществления настоящего изобретения.

Подробное описание вариантов осуществления изобретения

Областью применения изобретения является область авиационных газотурбинных двигателей, таких как очень схематично проиллюстрированный на фиг.1, причем тем не менее изобретение применимо и к другим авиационным двигателям, а именно к вертолетным турбинам, так же как к сухопутным и морским двигателям.

Двигатель по фиг.1 содержит камеру сгорания 1, причем газообразные продукты сгорания из камеры сгорания приводят в действие турбину 2 высокого давления и турбину 3 низкого давления. Турбина 2 соединена через вал с компрессором высокого давления, питающим камеру сгорания сжатым воздухом, тогда как турбина низкого давления соединена через другой вал с вентилятором 5 на входе двигателя.

Коробка передач или коробка 7 приводов агрегатов AGB соединена через механический отбор 9 мощности с валом турбины и содержит узел зубчатых колес для механического соединения с некоторым числом агрегатов.

Фиг. 2 представляет собой упрощенный чертеж, то есть показывающий участок двигателя согласно варианту осуществления настоящего изобретения.

Ссылочная позиция 10 обозначает авиационный топливный бак с топливным насосом 12, приводимым в действие электрическим мотором 14, и питающим трубопроводом 16, который подводит топливо к двигателю 20. Отсечной клапан 18 низкого давления (или LPSOV) вставлен на трубопроводе 16 выше по потоку от двигателя 20.

Двигатель 20 содержит насосное устройство 22, подающее топливо к основному контуру для питания камеры сгорания двигателя топливом под высоким давлением.

С этой целью насосное устройство 22 содержит топливный насос 24 низкого давления, вход которого соединен с трубопроводом 16 и выход которого соединен с входом топливного насоса 26 высокого давления посредством трубопровода 28. Выход насоса 26 высокого давления соединен с трубопроводом 30 основного питающего контура. Дозирующее устройство 32 получает подаваемый насосом высокого давления поток топлива для того, чтобы питать камеру сгорания (не показано) двигателя с контролируемой скоростью потока топлива под высоким давлением.

Насосом 24 низкого давления является, например, центробежный насос, приводимый в действие механическим путем с помощью коробки приводов агрегатов AGB. Насосом 26 высокого давления в данном случае является шестеренчатый насос, также приводимый в действие механическим путем через коробку приводов агрегатов AGB.

Двигатель 20 содержит электрическое пусковое устройство 40, например, типа стартер/генератор. Устройство 40 размещено в корпусе 42. Оно включает в себя электрическую машину 44, имеющую вал 46, который выступает из корпуса 42 для механического соединения с коробкой приводов агрегатов AGB. На стадии запуска электрическая машина работает в режиме мотора для того, чтобы привести в действие вал турбины с помощью коробки приводов агрегатов AGB, тогда как после запуска, когда вал турбины достигнет достаточной скорости, работа электрической машины переключается на режим генератора. Коробка 48 содержит силовую электронику для управления электрической машиной 44. Коробка электрически соединена с электронным контуром управления двигателя (не показано). Коробка 48 может быть прикреплена к корпусу 42, как показано, или быть независимой от последнего.

Согласно изобретению охлаждение электрического пускового устройства 40 обеспечивается с помощью топлива, забираемого в насосном устройстве с помощью насоса 50, приводимого в действие электрическим мотором 52, который сам по себе управляется электронным контуром управления двигателя, таким образом, приведение в действие насоса 50 является независимым от приведения в действие насоса 26 высокого давления.

В проиллюстрированном примере охлаждение обеспечивается путем теплообмена с теплопередающей текучей средой, поглощающей калории в пусковом устройстве 40.

Каналы для циркуляции теплопередающей текучей среды 42а выполнены в стенках корпуса 42 и вблизи коробки 48. Теплопередающая текучая среда является, например, маслом, используемым также для смазки различных элементов, включая коробку приводов агрегатов AGB. Масляный контур с масляным насосом (не показано) содержит трубопровод 54, который подводит масло к каналам 42а, и трубопровод 56, который возвращает масло, которое циркулировало в каналах 42а, и, если необходимо, было также использовано для смазки подшипников, несущих вал 46 в корпусе 42.

Теплообмен между топливом и маслом осуществляется в теплообменнике 58. Теплообменник 58 сдержит внутренний масляный контур, который принимает масло из пускового устройства 40 через трубопровод 56 и возвращает охлажденное масло в масляный контур, причем внутренний топливный контур является частью топливного контура 60, который имеет вход, соединенный с выходом насоса 50, и выход, соединенный с баком 10.

В проиллюстрированном примере вход насоса 50 соединен с трубопроводом 28, то есть между выходом насоса 24 низкого давления и входом насоса 26 высокого давления. Таким образом, после запуска электрический насос 50 может быть остановлен, причем скорость вала турбины, приводящего в действие насос низкого давления 24, становится достаточной для создания требуемой скорости потока охлаждающего топлива для того, чтобы эффективно охлаждать пусковое устройство после переключения машины 44 в режим генератора. Остановка насоса 50 управляется путем отключения электрического мотора 52 под контролем электронного блока управления двигателя, когда скорость вала турбины превышает заданное минимальное значение.

В случае, когда насосное устройство содержит только насос высокого давления, непосредственно снабжаемый топливным насосом бака 10, электрический насос 50 соединен с трубопроводом, питающим насос высокого давления.

Как показано на фиг.2, выход электрического насоса 50 также может быть соединен через трубопровод 62 с трубопроводом 30 основного контура для подачи сжатого топлива выше по потоку от дозирующего устройства 32. Таким образом, во время стадии запуска насос 50 может способствовать созданию достаточного потока топлива к камере сгорания. Поскольку это требование создания достаточной скорости топливного потока во время запуска больше не является нагрузкой на насос 26 высокого давления, то тогда предпочтительно будет возможно использовать для последнего скорее центробежный насос, чем объемный шестеренчатый насос. Противовозвратный клапан 64 смонтирован на трубопроводе 62 для того, чтобы избежать, что после запуска топливо из насоса 26 высокого давления потечет в трубопровод 62.

В вышеупомянутом описании рассмотрено охлаждение пускового устройства с помощью топлива опосредованным путем с помощью масла, работающего в качестве теплопередающей текучей среды. Несомненно, возможно использовать другую теплопередающую текучую среду или даже непосредственно достичь охлаждения пускового устройства с помощью топлива путем циркулирования топлива в пусковом устройстве.

1. Авиационный двигатель, содержащий топливное насосное устройство, включающее в себя насос высокого давления (26), имеющий вход, соединенный: с топливным трубопроводом (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром для подачи топлива под высоким давлением, электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством, с целью обеспечить охлаждение путем циркуляции топлива, отличающийся тем, что охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом через насос (50), приводимый в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления, и имеющий вход, соединенный с насосным устройством, расположенным выше по потоку от насоса (26) высокого давления.

2. Авиационный двигатель по п.1, в котором насосное устройство содержит насос низкого давления (24), приводимый в действие от вала двигателя и имеющий выход, соединенный с входом насоса высокого давления (26), отличающийся тем, что электрический насос (50), питающий охлаждающее устройство, имеет свой вход, соединенный с насосным устройством между выходом насоса (24) низкого давления и входом насоса (26) высокого давления.

3. Авиационный двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что электрический насос (50), питающий охлаждающее устройство, имеет выход, соединенный с основным контуром (30), для подачи топлива под высоким давлением.

4. Авиационный двигатель по п.3, отличающийся тем, что насос (26) высокого давления является центробежным насосом.

5. Авиационный двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что охлаждающее устройство содержит первый контур (54, 56) для циркулирования теплопередающей текучей среды, соединенный с электрическим пусковым устройством, второй контур (60) для циркулирования топлива, соединенный с электрическим насосом (50), питающим охлаждающее устройство, и теплообменник (58), проходящий через первый контур и второй контур.

6. Авиационный двигатель по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что охлаждающее устройство выполнено так, чтобы охлаждать электрический стартер электрического пускового устройства (40) и электронный контур (48) для управления мощностью электрического стартера.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания.

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении. .

Способ рекуперации энергии при сжатии газа компрессорной установкой (1), имеющей две или более ступеней сжатия. Каждая из ступеней образована компрессором (2, 3).

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Наверх