Гидродинамический стартерный привод-генератор

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов. Гидродинамический стартерный привод-генератор содержит генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос и два гидродинамических преобразователя крутящего момента с кругом циркуляции. Насосное колесо одного из них кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а его турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя. У другого гидропреобразователя насосное колесо кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки. Генератор также снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства. Достигается снижение массовых характеристик, повышение грузоподъемности и экономичность транспортного средства. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов.

Известны устройства для стартерного запуска силовой установки в виде автономного вспомогательного стартерного газотурбинного двигателя (турбостартера) или в виде сцепленной с валом силовой установки высокооборотной воздушной турбины с редуктором, к которой по трубопроводу подводится воздух от компрессора вспомогательной силовой установки (В.И. Локай и др. «Газовые турбины двигателей летательных аппаратов». М., Машиностроение, 1991, с. 489).

Недостатком использования известных устройств является повышенные габариты установки, что приводит в целом к увеличению массы силовой установки.

Известен стартер-генератор, используемый для запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов, работающий от аккумуляторной батареи транспортного средства или от электрогенератора вспомогательной силовой установки. Такая система осуществлена на самолетах Б-787 фирмы Боинг (А.В. Левин и др. «Электрический самолет: от идеи до реализации». М., Машиностроение, 2010, с. 37).

Используемые в данных силовых установках стартеры-генераторы не позволяют производить стартерный запуск силовых установок большой мощности, поскольку для создания крутящего момента при заторможенном роторе для таких установок требуются очень большие токи, что приводит к существенному увеличению размеров генератора и, следовательно, к значительному увеличению его веса.

Известна система генерирования электроэнергии транспортных средств, например летательных аппаратов, в которой источником электроэнергии является гидродинамический привод-генератор с преобразователем крутящего момента с кругом циркуляции, насосное колесо которого кинематически связано с валом основной силовой установки, а турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя (Патент №2408503 от 23.01.2009 г.).

Данный привод-генератор предназначен только для генерирования электроэнергии для систем силовой установки транспортного средства и не позволяет по своему принципу действия производить стартерный запуск силовых установок.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание единого агрегата, обеспечивающего как гидродинамический стартерный запуск основной силовой установки транспортного средства, так и генерирование электроэнергии для систем силовой установки транспортного средства, что обеспечивает снижение массовых характеристик транспортного средства и позволяет повысить его грузоподъемность и экономичность.

Технический результат достигается тем, что гидродинамический стартерный привод-генератор, содержащий генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос, гидродинамический преобразователь крутящего момента с крутом циркуляции, насосное колесо которого кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя, дополнительно содержит дополнительный гидродинамический преобразователь крутящего момента, насосное колесо которого кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки, при этом генератор снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства.

Кроме того, гидродинамический стартерный привод-генератор также содержит струйный насос-эжектор, сопло которого связано каналом с напорной полостью крыльчатки центробежного топливного насоса, и снабжен электрогидравлическим блоком управления, подсоединенным к входной магистрали топливопитания силовой установки и к внутренней полости топливного бака транспортного средства, а также гидравлически связанным с входными и выходными каналами обоих гидродинамических преобразователей крутящего момента, с напорной полостью крыльчатки центробежного топливного насоса и с всасывающей и напорной полостями струйного насоса-эжектора.

Наличие в устройстве дополнительного гидропреобразователя, насосное колесо которого кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки, позволяет обеспечить запуск двигателя при работе генератора в режиме электродвигателя, при этом насосное колесо движется от генератора, а турбинное колесо, жестко связанное с ротором силовой установки, раскручивает ротор.

Устройство электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя позволяет производить переключение режима работы генератора на режим электродвигателя при запуске силовой установки, в котором генератор производит раскручивание насосного колеса дополнительного гидравлического гидропреобразователя.

Наличие связи генератора через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства позволяет обеспечить работу генератора в режиме электродвигателя для осуществления запуска силовой установки с помощью электрогидравлического блока управления.

Вся совокупность существенных признаков позволяет создать единый агрегат с единственной стыковкой на коробке приводов и приводным валом, соединенным с ротором силовой установки. Отсутствие в предлагаемом устройстве дополнительных валов на коробке приводов, воздушной турбины с высокооборотным редуктором и системы трубопроводов для подачи воздуха существенно снижает вес всей системы генерирования электроэнергии и стартерного запуска силовой установки транспортного средства, позволяя существенно увеличить грузоподъемность и экономичность транспортного средства.

Предлагаемое изобретение поясняется графически, где на фиг. 1 изображен предлагаемый гидродинамический стартерный привод-генератор.

Гидродинамический стартерный привод-генератор содержит гидродинамический преобразователь крутящего момента 1, насосное колесо 2 которого связано зубчатыми колесами 3 и 4 с валом силовой установки 5 транспортного средства. Вал турбинного колеса 6 гидродинамического преобразователя 1 с закрепленной на нем крыльчаткой 7 центробежного топливного насоса 8 связан зубчатыми колесами 9 и 10 с валом электрогенератора 11, входящего в состав привода-генератора.

Привод-генератор содержит также дополнительный гидродинамический преобразователь крутящего момента 12, насосное колесо 13 которого связано зубчатыми колесами 14 и 15 с валом генератора 11. Турбинное колесо 16 гидродинамического преобразователя 12 связано зубчатыми колесами 17 и 4 с валом силовой установки 5.

Входная полость центробежного топливного насоса 8 подсоединена трубопроводом 18 к напорной полости центробежного насоса 19 топливопитания, связанной трубопроводом 20 с системой автоматического управления 21 силовой установки 5. Крыльчатка 22 центробежного насоса 19 топливопитания сцеплена с валом силовой установки 5. Входная полость центробежного насоса 19 топливопитания соединена входной магистралью 23 топливопитания силовой установки через обратные клапаны 24 с электроцентробежными насосами 25, расположенными внутри топливного бака 26.

Напорная полость центробежного насоса 8 соединена каналом 27 с соплом 28 струйного насоса-эжектора 29.

В состав привода-генератора входит также электрогидравлический блок управления 30, подсоединенный к входной магистрали 23 топливопитания силовой установки трубопроводом 31 и к внутренней полости топливного бака 25 - трубопроводом 32. К блоку управления 30 присоединены входные каналы 33 и 34 кругов циркуляции обоих гидродинамических преобразователей крутящего момента 1 и 12, их выходные каналы 35 и 36. Кроме того, блок управления 30 соединен каналами 37 и 27 с напорной полостью центробежного насоса 8 и каналами 38 и 39 с всасывающей и напорной полостями струйного насоса-эжектора 29.

Генератор 11 соединен с устройством 40 электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и через электроконтактор 41 - с автономным электрогенератором 42 вспомогательной силовой установки 43 транспортного средства.

Предлагаемый стартерный привод-генератор работает следующим образом.

В начале для производства стартерного запуска силовой установки 6 по электросигналу устройство 40 переводит генератор 11 из режима генератора в режим электродвигателя и одновременно от аккумуляторной батареи запускается вспомогательная силовая установка 43 с генератором 42, который за счет электроэнергии приводит во вращение находящийся в режиме электродвигателя генератор 11, раскручивая его якорь.

Вместе с якорем генератора 11 через зубчатые колеса 10 и 9 начинают вращаться крыльчатка 7 центробежного топливного насоса 8 и турбинное колесо 6 гидродинамического преобразователя 1. Одновременно через зубчатые колеса 15 и 14 начинает вращаться насосное колесо 13 дополнительного гидродинамического преобразователя 12. При этом на блок управления 30 подаются электрические сигналы, по которым он перекрывает каналы 33 и 34 подвода топлива к кругам циркуляции обоих гидродинамических преобразователей, сообщает каналы 35 и 36 выхода топлива из обоих кругов циркуляции через канал 38 с всасывающей полостью струйного насоса-эжектора 29, а канал 39 напорной полости струйного насоса-эжектора 29 сообщает через канал 32 с топливным баком 26.

По мере раскрутки генератора 11 в режиме электродвигателя крыльчатка 7 центробежного топливного насоса 8 создает давление перед соплом 28 струйного насоса-эжектора 29, благодаря чему все топливо, заполняющее круги циркуляции гидродинамических преобразователей, откачивается в бак, и внутренние полости кругов циркуляции осушаются, что позволяет якорю генератора 11, работающего в режиме электродвигателя, практически без нагрузки с малым тепловыделением раскрутиться до номинальной частоты вращения. На этом этапе запуска передача крутящего момента на вал силовой установки 5 не происходит, и вал сохраняется неподвижным.

Следующий этап запуска происходит после достижения номинальной частоты вращения якоря генератора 11. В этот момент к блоку 30 подается электрический сигнал, по которому он соединяет канал 34 с каналом 37, а канал 36 - с каналом 32. В результате этого круг циркуляции дополнительного гидродинамического преобразователя 12 под давлением центробежного насоса 8 заполняется топливом (топливо прокачивается через круг циркуляции и каналы 36 и 32 в топливный бак 26). С этого времени крутящий момент от якоря генератора 11 передается через гидродинамический преобразователь 12 к валу силовой установки 5, в результате чего происходит раскрутка вала силовой установки до заданной частоты вращения стартерного запуска.

После окончания стартерного запуска переключается электроконтактор 41 на электросеть транспортного средства, устройство 40 переводит генератор 11 из режима электродвигателя в режим генератора, а к блоку 30 подается электрический сигнал, по которому он снова перекрывает канал 34, а канал 36 связывает с каналом 38. Одновременно блок 30 соединяет канал 33 с каналом 37 и канал 35 с каналом 31. Канал 39 связывается с каналом 31, а канал 32 перекрывается. В результате этого круг циркуляции дополнительного гидродинамического преобразователя снова осушается, а круг циркуляции гидродинамического преобразователя 1 под давлением центробежного насоса 8 заполняется топливом, которое прокачивается через круг циркуляции и каналы 35 и 31 в магистраль 23 топливопитания силовой установки, обеспечивая при этом передачу крутящего момента от работающей силовой установки через гидродинамический преобразователь на вал якоря генератора 11. С этого этапа генератор 11 начинает снабжать электроэнергией работу системы генерирования транспортного средства.

Для питания электроэнергией генератора 11, работающего при запуске силовой установки в режиме электродвигателя, могут использоваться вместо генератора 42 вспомогательной силовой установки наземные источники тока или аккумуляторные батареи летательного аппарата.

Предлагаемый гидродинамический стартерный привод-генератор позволяет создать единый агрегат, осуществляющий как гидродинамический стартерный запуск основной силовой установки транспортного средства, так и генерирование электроэнергии для ее систем, что обеспечивает снижение массовых характеристик и повышает грузоподъемность и экономичность транспортного средства.

1. Гидродинамический стартерный привод-генератор, содержащий генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос, гидродинамический преобразователь крутящего момента с кругом циркуляции, насосное колесо которого кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя, отличающийся тем, что он содержит дополнительный гидродинамический преобразователь крутящего момента, насосное колесо которого кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки, при этом генератор снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства.

2. Гидродинамический стартерный привод-генератор по п.1, отличающийся тем, что он содержит струйный насос-эжектор, сопло которого связано каналом с напорной полостью крыльчатки центробежного топливного насоса.

3. Гидродинамический стартерный привод-генератор по п.1 или 2, отличающийся тем, что он снабжен электрогидравлическим блоком управления, подсоединенным к входной магистрали топливопитания силовой установки и к внутренней полости топливного бака транспортного средства, а также гидравлически связанным с входными и выходными каналами обоих гидродинамических преобразователей крутящего момента, с напорной полостью крыльчатки центробежного топливного насоса и с всасывающей и напорной полостями струйного насоса-эжектора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Схема электропитания гондолы турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один электрический генератор, механически связанный с валом турбореактивного двигателя и по меньшей мере два силовых устройства, отличных от блока контроля или мониторинга.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку.

Устройство относится к машиностроению и может быть использовано в авиационных двигателях для разъединения приводного вала (2) вспомогательного оборудования и ведущего вала (3).

Система обеспечения электрической энергией воздушных судов относится к силовым установкам вспомогательного назначения для воздушных судов. Система содержит аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, контроллер заряда.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкциях устройств выпуска аварийных энергетических установок пассажирских самолетов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам технического обслуживания вспомогательной силовой установки. Способ содержит шаг снятия воздухозаборного канала в обшивке воздушного судна.

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а).

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому.

Изобретение относится к системам, использующим беспилотные летательные аппараты для обзора земной поверхности и передачи сигналов, указывающих местоположение наземных объектов.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы. Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна содержит газотурбинный двигатель, электромеханическую передачу, включающую дифференциальный мультипликатор, электромагнитный тормоз-расцепитель, генератор, бесконтактный электродвигатель постоянного тока, блок коммутации, бортовые потребители электроэнергии постоянного тока, блок управления блоком коммутации и электродвигателя постоянного тока, управляемый выпрямитель. Указанные элементы соединены между собой так, как указано в материалах заявки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя. Основная силовая группа для оптимизации энергии содержит силовую группу класса двигатель с газогенератором и силовой турбиной, турбину рекуперации энергии, нагнетательный компрессор, механизм регулирования, блок управления, систему ECS. Основная силовая группа располагается в изолированном пожарной перегородкой отсеке. Отсек содержит воздухозаборник наружного воздуха и выходную трубу. Обеспечивается оптимальное использование мощности согласно потребностям в мощности летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств. Роторы бортовых электрогенераторов соединены с роторами маршевых двигателей. Роторы вспомогательных электрогенераторов соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата. В сети энергопитания каждого рулевого привода первичных органов управления самолета подключены основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи и введена система контроля энергообеспечения. Вход измерительно-управляющих устройств соединен с входом рулевых приводов, а выход - с аварийными батареями и центральным бортовым вычислителем, выход которого соединен с входами измерительно-управляющих устройств. Технический результат изобретения заключается в повышении безопасности полета при отказе всех источников питания. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата. Два основных двигателя (2, 3) выполнены с возможностью приведения в действие отдельно в полете по меньшей мере одного винта (5) винтокрылого летательного аппарата. Вспомогательный двигатель (4) способен приводить в действие вспомогательные устройства (6), механическим образом соединен с винтом (5), но при этом не способен самостоятельно обеспечить его приведение в действие в полете. Вспомогательный двигатель (4) обеспечивается топливом с помощью вспомогательных насосов (33, 32), забирающих топливо из основных баков (11, 12). Из этих основных баков (11, 12) соответственно снабжаются топливом основные двигатели (2, 3). Достигается возможность встраивания узла топливоснабжения, предназначенного для вспомогательного двигателя, в общую систему топливоснабжения моторной группы. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей. Также представлена основная силовая установка летательного аппарата. Изобретение позволяет устранить ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз полета, что позволяет оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к рекуперации энергии в летательном аппарате. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате заключается в том, что когда летательный аппарат находится на земле, тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20). Когда летательный аппарат находится на высоте, турбокомпрессор (10), приводимый в движение воздухом, рекуперированным на выходе из салона (40), затем нагретым посредством теплообмена (1) на уровне выпуска (14), производит дополнение к сжатию компрессора нагрузки (22) для обеспечения степени сжатия, требуемой для снабжения системы кондиционирования (30). Изобретение обеспечивает оптимальную рекуперацию энергии летательного аппарата как на высоте, так и на земле. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генератора/стартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом. Для электрического питания летательного аппарата на земле сеть руления питают при помощи первого генератора, а сеть летательного аппарата питают при помощи второго генератора и при помощи первого генератора, когда функцию руления не используют, при этом второй генератор не используют. Обеспечивается резервирование средств электрического питания сети руления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к устройству аварийного питания для летательного аппарата. Устройство (3) аварийного питания для летательного аппарата (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), турбину (25) и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата. Воздухозаборный канал (5), выполненный таким образом, что он обеспечивает прием относительного ветра V во время полета летательного аппарата. Турбина (25) расположена в указанном канале (5) так, что она может быть приведена в действие относительным ветром V, и связана с указанным устройством-генератором (31). Изобретение уменьшает массу летательного аппарата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к вспомогательной силовой установке (ВСУ) летательного аппарата. Дренажная мачта (13) для слива жидкостей из отсека (11) ВСУ летательного аппарата имеет первый конец (15), присоединенный к отсеку (11) ВСУ, и второй конец (17) для выпускания жидкостей в атмосферу. Дренажная мачта (13) сконфигурирована по меньшей мере с выпускным сектором (21) на конце дренажной мачты (13), имеющим площади поперечного сечения, убывающие по направлению ко второму концу (17). Площадь начального поперечного сечения упомянутого выпускного сектора (21) является меньшей, чем площадь любого поперечного сечения дренажной мачты (13), более близкого к первому концу (15). Изобретение повышает способность к сливу из отсека ВСУ как при высоком, так и при низком давлении внутри отсека. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов. Гидродинамический стартерный привод-генератор содержит генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос и два гидродинамических преобразователя крутящего момента с кругом циркуляции. Насосное колесо одного из них кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а его турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя. У другого гидропреобразователя насосное колесо кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки. Генератор также снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства. Достигается снижение массовых характеристик, повышение грузоподъемности и экономичность транспортного средства. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх