Патент на изобретение №2196240

Published by on




РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ



ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(19) RU (11) 2196240 (13) C1
(51) МПК 7
F02C7/26
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ

Статус: по данным на 18.04.2011 – может прекратить свое действие

(21), (22) Заявка: 2001115843/06, 14.06.2001

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

14.06.2001

(45) Опубликовано: 10.01.2003

(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске:
US 4461143 А, 24.07.1984. SU 811919 А, 30.01.1982. КАЦ Б.М. и др. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей. – М.: Машиностроение, 1976, с.159. ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. – М.: Машиностроение, 1989, с.72-73, рис.4.3., 4.4. RU 2168043 C1, 27.05.1990. SU 926981 А1, 15.11.1990. SU 133307 А, 12.10.1960. US 3983693 А, 05.10.1976.

Адрес для переписки:

129301, Москва, ул. Касаткина, 13, АО “А.Люлька-Сатурн”, патентный отдел, (для авторов)

(71) Заявитель(и):

Давиденко Александр Николаевич,
Иванов Виталий Гаврилович,
Карчевский Олег Вячеславович,
Лебедев Валерий Алексеевич,
Марчуков Евгений Ювенальевич,
Погосян Михаил Асланович,
Федюкин Владимир Иванович,
Чепкин Виктор Михайлович

(72) Автор(ы):

Давиденко А.Н.,
Иванов В.Г.,
Карчевский О.В.,
Лебедев В.А.,
Марчуков Е.Ю.,
Погосян М.А.,
Федюкин В.И.,
Чепкин В.М.

(73) Патентообладатель(и):

Давиденко Александр Николаевич,
Иванов Виталий Гаврилович,
Карчевский Олег Вячеславович,
Лебедев Валерий Алексеевич,
Марчуков Евгений Ювенальевич,
Погосян Михаил Асланович,
Федюкин Владимир Иванович,
Чепкин Виктор Михайлович

(54) СПОСОБ ЗАПУСКА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА


(57) Реферат:

Способ запуска турбореактивного двигателя самолета заключается в запуске стартера, подключении его вала к ротору двигателя и после набора ротором заданной частоты вращения отключении от него вала стартера. В аварийной ситуации при невозможности запуска двигателя в полете или при проверке работы систем самолета на земле вал стартера отключается от ротора двигателя и стартер переключается на работу в режиме вспомогательной силовой установки. В штатных условиях для запуска двигателя или при проверке работы систем самолета на земле в качестве стартера используют пороховой стартер. В экстремальных условиях для запуска двигателя и в аварийных ситуациях в качестве стартера параллельно с газотурбинным стартером используют пороховой стартер. В зоне негарантированного запуска газотурбинного стартера используют пороховой стартер. Изобретение позволяет произвести запуск двигателя практически в любых условиях на земле и на любой высоте в зоне возможных полетов самолета и дает возможность летчику в аварийной ситуации ориентировать самолет в зону возможного катапультирования. 1 ил.


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

Известен способ запуска турбореактивного двигателя самолета, заключающийся в запуске стартера, подключении его вала к ротору двигателя и после набора ротором заданной частоты вращения отключении от него вала стартера, а в аварийной ситуации при невозможности запуска двигателя в полете или при проверке работы систем самолета на земле в отключении вала стартера от двигателя и переключении его на работу в режиме вспомогательной силовой установки, причем в штатных условиях для запуска двигателя или при проверке систем самолета на земле в качестве стартера используют газотурбинный стартер [1].

Недостатком известного способа является ограниченный диапазон высоты полета, на которой может быть произведен запуск двигателя в случае его заглохания. Известно, что с увеличением высоты полета мощность на выходе газотурбинного стартера существенно снижается. Так, например, на высоте полета свыше 7 километров мощность газотурбинного стартера недостаточна для подкрутки ротора двигателя при признаках его заглохания, и запуск двигателя не гарантирован. Вместе с тем, обеспечение возможности такого запуска особенно актуально для современных сверхманевренных самолетов.

Раскрутка ротора двигателя газотурбинным стартером также затруднительна и при экстремальных условиях для запуска двигателя на земле (высокая температура окружающей среды, высокогорные условия и т.п.).

Кроме того, известным способом не всегда обеспечивается привод исполнительных агрегатов самолета в аварийной ситуации, и тем самым летчику не дается возможность ориентировать самолет в зону возможного катапультирования.

Предлагаемым изобретением решается задача обеспечения запуска двигателя на земле при любых условиях окружающей среды, в том числе и экстремальных, и в полете при признаках заглохания двигателя практически на любой высоте из области возможных полетов самолета и обеспечения аварийного режима работы исполнительных агрегатов самолета.

Для решения вышеуказанной задачи в способе запуска турбореактивного двигателя самолета, заключающемся в запуске стартера, подключении его вала к ротору двигателя и после набора ротором заданной частоты вращения отключении от него вала стартера, а в аварийной ситуации при невозможности запуска двигателя в полете или при проверке работы систем самолета на земле в отключении вала стартера от ротора двигателя и переключении стартера на работу в режиме вспомогательной силовой установки, причем в штатных условиях для запуска двигателя или при проверке работы систем самолета на земле в качестве стартера используют газотурбинный стартер, в экстремальных условиях для запуска двигателя и аварийных ситуациях в качестве стартера параллельно с газотурбинным стартером используют пороховой стартер, а в зоне негарантированного запуска газотурбинного стартера используют пороховой стартер.

Отличительные признаки предлагаемого способа заключаются в использовании для запуска двигателя в экстремальных условиях или в аварийных ситуациях параллельно с газотурбинным стартером порохового стартера, а в зоне негарантированного запуска газотурбинного стартера одного порохового стартера. Это позволяет произвести запуск двигателя практически в любых условиях на земле и на любой высоте зоны возможных полетов, а также дает возможность летчику в аварийной ситуации при невозможности запуска двигателя на протяжении некоторого времени (приблизительно 2 минуты) воздействовать на управляющие поверхности самолета и тем самым ориентировать самолет в зону возможного катапультирования.

Предлагаемое изобретение поясняется представленной на чертеже схемой системы запуска двигателя самолета.

Предлагаемый способ реализуется системой запуска турбореактивного двигателя самолета, которая содержит газотурбинный и пороховой (преимущественно многозарядный) стартеры 1 и 2, установленные параллельно друг другу. Оба стартера 1 и 2 соединены своими валами с узлами энергоснабжения систем самолета: с генератором 3 и плунжерным насосом 4. Стартер 1, генератор 3 и насос 4 обеспечивают энергоснабжение систем самолета на земле в испытательных целях, работая в режиме вспомогательной силовой установки. Для работы в режиме вспомогательной силовой установки вышеперечисленные агрегаты механически отсоединяются от вала двигателя 5 посредством одной управляемой муфты 6 или нескольких муфт. Оба стартера 1 и 2 соединены с валом двигателя через обгонные муфты (не показаны).

Способ запуска турбореактивного двигателя самолета осуществляется следующим образом.

Для обеспечения проверки систем самолета без использования наземных средств, а также для обеспечения комфортных условий в кабине летчика при крайних температурных условиях на боевом дежурстве включают режим вспомогательной силовой установки, для чего запускают газотурбинный стартер 1, крутящий момент от которого передается через обгонную муфту стартера 1 и набор шестеренчатых передач потребителям, при этом муфта 6 разомкнута. Газотурбинный стартер 1 выходит на установившийся режим и обеспечивает привод самолетных агрегатов и подачу воздуха на систему кондиционирования воздуха в течение заданного времени.

Для запуска двигателя на земле газотурбинный стартер переводят в режим запуска. По достижении определенной частоты вращения вала двигателя от газотурбинного стартера стартер отключают и дальнейший привод самолетных агрегатов осуществляют от двигателя. При экстремальных условиях для запуска двигателя на земле (высокая температура окружающей среды, высокогорные условия) параллельно с запуском газотурбинного стартера запускают пороховой стартер, дополнительный крутящий момент от которого передается на ротор двигателя, таким образом улучшая условия запуска.

Запуск двигателя в полете производится после его заглохания при включении зажигания и подаче топлива в диапазоне авторотации ротора двигателя и высоты полета, достаточных для запуска двигателя. При меньших оборотах авторотации, то есть при меньших приборных скоростях, до определенной высоты полета (до 7 км) для запуска двигателя используют подкрутку ротора двигателя газотурбинным стартером 1, который запускают по команде, выработанной в соответствии с приборной скоростью и признаками заглохания двигателя. При этом муфта 6 замкнута и крутящий момент от газотурбинного стартера 1 передается на вал двигателя 5. После запуска двигателя стартер 1 отключают.

Для уменьшения времени запуска двигателя подкрутку его ротора в полете в зоне гарантированного запуска газотурбинного стартера производят параллельно газотурбинным и пороховым стартером.

В области негарантированного запуска газотурбинного стартера (на высоте более 7 км) подкрутку ротора двигателя производят запуском порохового стартера.

В ситуации, когда запуск двигателя в полете невозможен (заклинивание, пожар и т. д.), для обеспечения условий катапультирования летчика, а также увода самолета в безопасную зону падения размыкают муфту 6 и запускают длительно работающую (2-3 минуты) ступень порохового стартера 2, крутящий момент от которого через обгонную муфту и шестеренчатые передачи передается на валы генератора 3 и насоса 4, обеспечивающих частичное питание гидравлических и электрических систем самолета на время 2-3 минуты. Если аварийная ситуация возникла в зоне возможной работы газотурбинного стартера, то параллельно с пороховым стартером 2 может быть включен газотурбинный стартер 1.

Предложенный способ позволяет расширить зону запуска двигателя и обеспечивает аварийный режим работы исполнительных агрегатов самолета.

Источник информации
Патент US 4461143 А, МПК F 02 С 7/26, 1984 г.

Формула изобретения


Способ запуска турбореактивного двигателя самолета, заключающийся в запуске стартера, подключении его вала к ротору двигателя и после набора ротором заданной частоты вращения отключении от него вала стартера, а в аварийной ситуации при невозможности запуска двигателя в полете или при проверке работы систем самолета на земле в отключении вала стартера от ротора двигателя и переключении стартера на работу в режиме вспомогательной силовой установки, причем в штатных условиях для запуска двигателя или при проверке работы систем самолета на земле в качестве стартера используют газотурбинный стартер, отличающийся тем, что в экстремальных условиях для запуска двигателя и в аварийных ситуациях в качестве стартера параллельно с газотурбинным стартером используют пороховой стартер, а в зоне негарантированного запуска газотурбинного стартера используют пороховой стартер.

РИСУНКИ

Рисунок 1

Categories: BD_2196000-2196999