Система и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата

Предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и, по меньшей мере, два независимых стартера, каждый из которых предназначен для запуска одного газотурбинного двигателя, при этом каждый стартер содержит турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом соответствующего газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера каждого стартера через один распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством. Описаны также летательный аппарат и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя. Технический результат изобретений – упрощение, повышение эффективности и экономичности. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к системе и способу экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, в частности вертолета.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В случае двухмоторного вертолета (FR 2967132 и FR 2967133), когда один из двигателей намеренно выключают, могут возникнуть критические ситуации. Действительно, этот режим рекомендован для минимизации расхода во время фаз поиска и полета на крейсерской скорости. В этом контексте могут возникнуть две исключительные ситуации, которые требуют экстренного повторного запуска выключенного двигателя:

- единственный работающий двигатель останавливается или по существу снижает обороты в результате неисправности или аварии; и

- условия полета непредвиденно ухудшаются, что требует возврата в режим полета на двух двигателях (например, при недостаточной высоте полета).

В настоящее время обычный запуск газотурбинного двигателя производят при помощи электрического стартера, питаемого от бортовой сети вертолета. Однако характеристики этой системы несовместимы с необходимостью экстренного повторного запуска. Возможна адаптация электрической системы, но она требует применения дорогой технологии, которая к тому же приводит к увеличению массы (синхронная машина с постоянными магнитами, силовая электроника и блок соответствующих батарей…).

Как правило, обычный цикл запуска дежурного двигателя длится около тридцати секунд, но это время может оказаться слишком долгим в зависимости от условий полета, например, на низкой высоте при по меньшей мере частичном отказе единственного активного двигателя. Если выключенный двигатель не запустить вовремя, может возникнуть проблема при посадке на неисправном двигателе.

В целом, экстренные ситуации, которые могут возникнуть в вышеуказанных условиях, требуют времени реагирования порядка нескольких секунд, чтобы обеспечить экстренный запуск или повторный запуск с достаточным запасом надежности.

Задачей настоящего изобретения является разработка простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы. Однако изобретение не ограничивается вышеупомянутым применением, и его можно использовать для обеспечения экстренного запуска газотурбинного двигателя любого типа летательного аппарата или вертолета, содержащего более двух двигателей, такого как трехмоторный вертолет.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В связи с этим изобретением предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и по меньшей мере один стартер, содержащий турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера.

Таким образом, изобретением предложена новая технология для обеспечения экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. В рамках этой технологии используют газогенератор на твердом ракетном топливе, который является относительно компактным и может быть легко интегрирован в газотурбинный двигатель или в летательный аппарат. Твердое ракетное топливо является энергетическим материалом, содержащим окисляющие (окислитель) и восстанавливающие (горючее) элементы, обеспечивающие за счет сгорания (окислительно-восстановительная реакция) генерирование высокоэнергетических газообразных продуктов сгорания. Согласно изобретению, энергетическим материалом является твердое ракетное топливо. Это ракетное топливо является, например, однородным или сложным ракетным топливом.

Система экстренного запуска на твердом ракетном топливе обладает высокой плотностью мощности и энергии по сравнению с электрическим аккумулятором и обеспечивает намного более короткое время действия. Кроме того, эта система является полностью автономной по отношению к электрической сети вертолета, в частности, если устройством воспламенения управляет вычислительное устройство газотурбинного двигателя.

При обнаружении экстренной ситуации вычислительное устройство активирует зажигание газогенератора. Газы, производимые газогенератором, приводят во вращение ротор турбины и, следовательно, вал привода вала газотурбинного двигателя.

Предпочтительно выход газов генератора соединен с входом турбины через распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством.

Согласно другому варианту выполнения изобретения, система содержит два независимых стартера, предназначенных для запуска двух газотурбинных двигателей независимо друг от друга. Выход газов генератора соединен с входом турбины каждого стартера.

Вычислительное устройство управляет вентилем таким образом, чтобы газы, получаемые при сгорании ракетного топлива, питали турбину стартера, связанного с газотурбинным двигателем, который необходимо экстренно запустить.

Предпочтительно выход турбины стартера или каждого стартера соединен с реактивным соплом. Это является преимуществом, так как в случае блокировки вращения ротора турбины газы, производимые газогенератором, проходят через ротор до реактивного сопла без риска взрыва турбины.

Турбина стартера или каждого стартера может содержать только одно колесо ротора. Например, турбина стартера выполнена с возможностью производства средней мощности 40-50 кВт за промежуток времени около 3 с. В случае, когда требуется более высокая производительность, турбину можно соответствующим образом оптимизировать, и она может, например, содержать более одной ступени.

Предпочтительно вал, вращаемый турбиной, соединен с колесом свободного хода, выполненным с возможностью передачи приводного крутящего момента, только когда он поступает от стартера. Таким образом, ротор турбины стартера не приводится во вращение валом газотурбинного двигателя во время его работы, что гарантирует оптимальный срок службы стартера. В варианте вал, вращаемый турбиной, может быть соединен с валом газотурбинного двигателя напрямую или через средства трансмиссии, выполненные с возможностью передачи приводного крутящего момента, когда он поступает от одного или другого из валов стартера и газотурбинного двигателя. Вал, вращаемый турбиной, может быть связан с валом газотурбинного двигателя через коробку приводов агрегатов.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, такой как вертолет, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель и по меньшей мере одну вышеупомянутую систему запуска.

Летательный аппарат может содержать по меньшей мере два газотурбинных двигателя, при этом каждый газотурбинный двигатель связан с независимой системой запуска или с общей системой запуска, содержащей один стартер на каждый газотурбинный двигатель и общий газогенератор.

Объектом настоящего изобретения является также способ экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата при помощи описанной выше системы, отличающийся тем, что вычислительное устройство активирует устройство воспламенения сразу при обнаружении ситуации экстренного запуска.

ОПИСАНИЕ ФИГУР

Изобретение, его другие особенности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает вид двухмоторного вертолета, оснащенного заявленной системой экстренного запуска;

Фиг. 2 - вид заявленной системы экстренного запуска с осевым разрезом стартера этой системы;

Фиг. 3 и 4 изображают аналогичную фиг. 1 версию выполнения изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

На фиг. 1 и 2 представлен пример выполнения изобретения, которое в данном случае применяют для двухмоторного вертолета 10, содержащего два газотурбинных двигателя 12, приводящих во вращение ротор винта 14 через главную трансмиссионную коробку 16.

Каждый газотурбинный двигатель оснащен стартером 18, который входит в состав заявленной системы 20 экстренного запуска (фиг.2), то есть система 20 содержит в данном случае два стартера 18.

Система 20 содержит также газогенератор 22 на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство 24 воспламенения твердого ракетного топлива, распределительный вентиль 26, соединяющий выход газов генератора со стартерами 18, и вычислительное устройство 28, связанное с устройством 24 воспламенения и с вентилем для их управления.

В данном случае газогенератор 22 содержит корпус вытянутой цилиндрической формы, содержащий один или несколько зарядов твердого ракетного топлива, адаптированных для соблюдения необходимого расхода газа генератора, причем это корпус служит камерой сгорания. Следует отметить, что необходимый расход можно получить за счет соответствующего выбора формы заряда и/или за счет полного или частичного ингибирования некоторых частей заряда.

После воспламенения поверхности заряда ракетного топлива поверхность заряда горит и увеличивается, производя газообразные продукты сгорания под высоким давлением в соответствии с необходимым расходом, регулируемым за счет формы и ингибирования заряда. Газы проходят на выход генератора. Температура горения внутри генератора 22 обычно находится в интервале [1400K, 2700K].

Устройство 24 воспламенения электрически управляется вычислительным устройством 28 и предназначено для активации горения ракетного топлива по соответствующему сигналу, передаваемому вычислительным устройством 28.

Распределительный вентиль 26 является, например, трехходовым вентилем и содержит входной канал, соединенный с выходом генератора 22 (стрелка 30), и два выходных канала, соединенных соответственно со стартерами 18 (стрелки 32). Вентиль выполнен таким образом, что входной канал может быть соединен только с одним из выходных каналов, чтобы система 20 в соответствии с изобретением могла экстренно запустить только один газотурбинный двигатель за один раз. Входной канал гидравлически сообщается с одним или другим из выходных каналов в зависимости от сигнала, передаваемого вычислительным устройством 28.

Вычислительное устройство 28 является электронным блоком управления, который обычно используют в области авиации. Когда оно обнаруживает экстренную ситуацию, оно активирует распределительный вентиль 26 и устройство 24 воспламенения, чтобы обеспечить питание стартера 18 запускаемого газотурбинного двигателя газами, производимыми при сгорании твердого ракетного топлива.

Пример выполнения стартера 18 схематично показан в осевом разрезе на фиг. 2. Он в основном содержит вал 34, на котором установлено колесо 36 ротора турбины 38, например, сверхзвукового типа, при этом вал 34 направляется во вращении опорными подшипниками 40, установленными в картере 42 стартера. Картер 42 содержит радиальное отверстие 44, образующее вход турбины 38 и выходящее в кольцевую полость 46 питания турбины. Эта полость 46 может иметь постоянное сечение от входа к выходу или может, наоборот, иметь сечение, изменяющееся от входа к выходу.

Газообразные продукты сгорания, которые попадают в полость 46, расширяются и проходят через лопатки 48 колеса 36 (стрелки 50), что приводит к вращению колеса 36 и, следовательно, вала 34 вокруг его оси (стрелка 52). Затем газы выходят из турбины 38 через ее сопло и удаляются наружу (стрелки 50).

На входе турбины можно предусмотреть средства охлаждения для снижения температуры газообразных продуктов сгорания, например, до 600K. Кроме того, на входе турбины можно установить фильтр 53 для ограничения попадания твердых частиц в канал турбины.

Вал 34 предназначен для передачи пускового крутящего момента на вал 54, например, высокого давления, газотурбинного двигателя, с которым связан стартер 18. Передача этого момента может происходить напрямую, как схематично показано пунктирной линией 56, или через средства трансмиссии, такие как коробка 58 приводов агрегатов.

Однако предпочтительно передача крутящего момента между валом 34 и валом 54 или коробкой 58 приводов агрегатов происходит через колесо 60 свободного хода. Это колесо свободного хода схематично показано в виде диода, так как оно предназначено для передачи крутящего момента, если он поступает от вала 34, но не в случае, когда он поступает от вала 54. После запуска газотурбинного двигателя вал 34 перестает вращать вал 54.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 3, система запуска содержит только один стартер 118, следовательно система 120 экстренного запуска связана только с одним газотурбинным двигателем 112 и не содержит распределительного вентиля, поскольку выход газов генератора 122 напрямую соединен с входом турбины стартера.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 4, каждый газотурбинный двигатель 112 двухмоторного вертолета связан со своей системой 120 запуска, которая не зависит от другой системы 120. Каждая система 120 содержит генератор 122 и стартер 118.

В еще одном не показанном варианте изобретения система запуска может содержать более одного газогенератора на твердом ракетном топливе, например, в виде «пакета», при этом генераторы установлены параллельно и приводятся в действие со смещением во времени, чтобы регулировать общий расход горячих газов, питающих стартер.

1. Система (20) экстренного запуска газотурбинных двигателей (12) летательного аппарата (10), отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один газогенератор (22) на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство (24) воспламенения, вычислительное устройство (28), связанное с устройством воспламенения, и по меньшей мере два независимых стартера (18), каждый из которых предназначен для запуска одного газотурбинного двигателя, при этом каждый стартер содержит турбину (38) привода вала (34), предназначенного для соединения с валом (54) соответствующего газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом (44) турбины стартера каждого стартера через один распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством (28).

2. Система (20) по одному из п.1, отличающаяся тем, что выход турбины (38) каждого стартера (18) соединен с реактивным соплом.

3. Система (20) по одному из п.1 или 2, отличающаяся тем, что турбина (38) каждого стартера содержит только одно колесо (36) ротора.

4. Система (20) по одному из п.1 или 2, отличающаяся тем, что содержит средства соединения вала (34), вращаемого турбиной (38), с валом (54) газотурбинного двигателя (12), причем эти средства соединения содержат колесо (60) свободного хода, выполненное с возможностью передачи приводного крутящего момента, только когда он поступает от стартера (18).

5. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере два газотурбинных двигателя (12,112), отличающийся тем, что содержит систему (20) экстренного запуска по одному из пп. 1-4.

6. Способ экстренного запуска газотурбинного двигателя (12) летательного аппарата при помощи системы (20) по одному из пп. 1-4, отличающийся тем, что вычислительное устройство (28) активирует устройство (24) воспламенения сразу при обнаружении ситуации экстренного запуска.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере.

Изобретение относится к устройству зажигания двигателя. Устройство зажигания двигателя содержит по меньшей мере две свечи, источник питания, первый канал для питания первой свечи и второй канал для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы соединены с источником питания через средства распределения питания, управляемые системой управления типа FADEC, при этом упомянутые средства распределения содержат первую цепь для поочередного питания упомянутого первого канала или упомянутого второго канала и вторую цепь для одновременного питания упомянутых первого и второго каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь, либо вторую цепь.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в авиационных стартер-генераторах, интегрированных в авиационный газотурбинный двигатель.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Электрическое устройство летательного аппарата содержит блок управления стартерным электродвигателем для двигателя, выполненный с возможностью подавать входное напряжение переменного тока в блок трансформатор/выпрямитель.

Изобретение относится к способу запуска системы сгорания, содержащей первое устройство воспламенения и по меньшей мере второе устройство воспламенения, узел обработки и систему датчиков.

Предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и, по меньшей мере, два независимых стартера, каждый из которых предназначен для запуска одного газотурбинного двигателя, при этом каждый стартер содержит турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом соответствующего газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера каждого стартера через один распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством. Описаны также летательный аппарат и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя. Технический результат изобретений – упрощение, повышение эффективности и экономичности. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх