СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
FUEL FEEDING SYSTEM OF AIR-BREATHING ENGINE

Изобретение относится к области топливопитания воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с вытеснительной системой подачи топлива и может быть использовано, например, для подачи топлива в камеру сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). Наиболее близким техническим решением (прототипом) является система автоматического регулирования воздушно-реактивного двигателя [см. патент RU 2209990, МПК 7 F02C 9/26, 2003 г.], содержащая дозатор расхода топлива, подключенный к магистралям отдозированного и неотдозированного топлива, регулятор постоянного перепада давлений топлива дросселирующего типа (РППД) на дозаторе, состоящий из чувствительного и исполнительного элементов, причем чувствительный элемент выполнен в виде подпружиненного двухкромочного золотника, пружинная полость которого связана с магистралью отдозированного топлива, а противоположная полость - с магистралью неотдозированного топлива, разность давлений в которых характеризует положение исполнительного элемента РППД, выполненного в виде золотника с двухсторонним управлением, подключенного через дозирующую кромку к магистралям отдозированного топлива и отвода топлива к форсункам, управляющие полости которого, образованные входными дросселями, расположенными в магистрали неотдозированного топлива через отсечные кромки чувствительного элемента РППД соединены с магистралью отдозированного топлива, при этом одна из управляющих полостей снабжена пружиной, обеспечивающей полное открытие дозирующей кромки исполнительного элемента РППД в транспортном положении.
Недостатками прототипа являются:
низкая экономичность двигателя, и как следствие этого, небольшая дальность полета. Одним из основных требований, предъявляемых к двигателю летательного аппарата, является требование минимального расхода топлива для обеспечения потребной тяги. На практике наиболее широко принято оценивать экономичность по расходу топлива. Для СПВРД расчеты показывают, что минимальный удельный расход топлива достигается в диапазоне скоростей полета от М=2,3 до М=3,5. Поэтому, разогнав летательный аппарат до М=3,5, можно отключить подачу топлива, затем, когда скорость полета снизится до М=2,3, снова подключить подачу топлива до достижения скорости полета М=3,5. Многократно повторяя этот процесс, можно значительно увеличить дальность полета летательного аппарата. (См. «Реактивные двигатели» под ред. О.Е.Ланкастера. М.: Воениздат, 1962, с.275).
В системах топливопитания с вытеснительной системой подачи отсутствует давление слива, поэтому при реализации устройств для неоднократного отключения и подключения подачи топлива в полете должны быть учтены следующие особенности:
- после отключения подачи топлива давление внутри системы равно входному давлению, т.е. давлению наддува баков;
- исполнительный элемент РППД под действием давления входа прижат к втулке, и для его страгивания при подключении подачи топлива требуется значительное усилие.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение экономичности двигателя и увеличение дальности полета летательного аппарата.
Для достижения указанного технического результата в системе топливопитания воздушно-реактивного двигателя с вытеснительной системой подачи, содержащей дозатор расхода топлива, РППД на дозаторе, состоящий из чувствительного и исполнительного элементов, причем чувствительный элемент выполнен в виде подпружиненного двухкромочного золотника, пружинная полость которого связана с магистралью отдозированного топлива, а противоположная полость - с магистралью неотдозированного топлива, разность давлений в которых характеризует положение исполнительного элемента РППД, выполненного в виде золотника с двухсторонним управлением, подключенного через дозирующую кромку к магистралям отдозированного топлива и отвода топлива к форсункам, управляющие полости которого, образованные входными дросселями, расположенными в магистрали неотдозированного топлива через отсечные кромки чувствительного элемента РППД соединены с магистралью отдозированного топлива, при этом одна из управляющих полостей снабжена пружиной, обеспечивающей полное открытие исполнительного элемента РППД в транспортном положении, отличительные признаки заявленного устройства, а именно: введение устройства для многократного отключения и подключения подачи топлива в полете, включающего в себя клапан прекращения подачи топлива и клапан блокировки включения РППД, которые выполнены в виде подпружиненных золотников, позволяет повысить экономичность двигателя и как следствие увеличить дальность полета летательного аппарата.
Пружинная полость клапана прекращения подачи топлива может быть связана с магистралью отвода топлива к форсункам двигателя, а управляющая полость, расположенная с противоположной стороны и образованная входным дросселем, расположенным в магистрали неотдозированного топлива, через управляющий элемент (например, электромагнитный клапан) также связана с отводом топлива к форсункам двигателя; при этом пружинная полость золотника блокировки включения РППД связана с магистралью отдозированного топлива, а его управляющая полость - с магистралью неотдозированного топлива, кроме того, управляющая и пружинная полости исполнительного элемента РППД соответственно через золотник блокировки включения РППД и золотник прекращения подачи топлива связаны с чувствительным элементом РППД, кроме того, эти же полости дополнительно связаны с магистралью отвода топлива к форсункам, причем пружинная полость исполнительного элемента РППД - через отсечную кромку клапана прекращения подачи топлива, а управляющая полость исполнительного элемента РППД - последовательно через отсечные кромки клапана блокировки включения РППД и клапана прекращения подачи топлива, что позволяет обеспечить заданное быстродействие при подключении подачи топлива в полете.
Предложенная система в качестве примера представлена на чертеже и описана ниже.
Система содержит:
- дозатор расхода топлива 1, подключенный к магистралям отдозированного 2 и неотдозированного 3 топлива, выполненный в виде гидравлического сервомотора с датчиком обратной связи (на чертеже не показан), управляющая полость 4 которого образована входным дросселем 5, расположенным в магистрали 3 неотдозированного топлива, и управляющим элементом (на чертеже не показан);
- регулятор постоянного перепада давлений на дозаторе 1, состоящий из чувствительного 6 и исполнительного 7 элементов. Чувствительный элемент 6 выполнен в виде золотника с отсечными кромками 8 и 9, снабженного пружиной 10. Пружинная полость чувствительного элемента 6 соединена с магистралью 2 отдозированного топлива, а противоположная - с магистралью 3 неотдозированного топлива.
Исполнительный элемент 7 выполнен в виде подпружиненного золотника, подключенного к магистрали 2 отдозированного топлива и магистрали 11 отвода топлива к форсункам, управляющие полости которого 12 и 13, образованные соответственно входными дросселями 14 и 15, расположенными в магистрали входа топлива, связаны с соответствующими отсечными кромками 9, 8 чувствительного элемента 6 РППД, кроме того, управляющие полости 12 и 13 дополнительно связаны с магистралью 11 отвода топлива к форсункам, причем полость 12 - через отсечные кромки 16 и 17 соответствующих золотников клапана 18 и клапана прекращения подачи топлива 19, а полость 13 - через отсечную кромку 20 золотника клапана 19. В транспортном положении магистраль, связывающая управляющую полость 12 исполнительного элемента РППД с входным дросселем 14, перекрыта золотником клапана 18;
- клапан прекращения подачи топлива 19, выполненный в виде подпружиненного золотника, пружинная полость 21 которого связана с магистралью 11 отвода топлива к форсункам двигателя, а управляющая полость 22, образованная входным дросселем 23, расположенным в магистрали неотдозированного топлива 3, через управляющий элемент, например, электромагнитный клапан 24, также связана с магистралью 11 отвода топлива к форсункам двигателя;
- клапан 18 блокировки включения РППД, выполненный в виде подпружиненного золотника, связывающего через отсечную кромку 25 управляющую полость 12 с отсечной кромкой 9 чувствительного элемента 6 РППД. Пружинная полость 26 золотника 18 связана с магистралью 2 отдозированного топлива, а противоположная полость - с магистралью 3 неотдозированного топлива.
Система работает следующим образом.
На установившемся режиме дозатор 1 находится в равновесном положении и дозирует заданный расход топлива в соответствии с командой, поступающей на управляющий элемент, установленный в полости 4 (на чертеже не показан), обеспечивая при этом полет летательного аппарата с заданным ускорением.
При штатной работе системы под действием соответствующих пружин золотник клапана прекращения подачи топлива 19 находится на правом упоре, а золотник клапана 18 блокировки РППД - на верхнем упоре. При постоянном расходе топлива через дозатор 1 на чувствительном элементе 6 сила затяжки пружины 10 уравновешена перепадом давлений отдозированного и неотдозированного топлива, действующим на золотник чувствительного элемента, а управляющие полости 13 и 12 исполнительного элемента 7 через соответствующие отсечные кромки 9 и 8 чувствительного элемента 6 соединены с магистралью 2 отдозированного топлива. Подвод неотдозированного топлива в полости 13 и 12 производится через соответствующие дроссели 14 и 15. На установившемся режиме работы сила от давления топлива в управляющей полости 12 исполнительного элемента 7 равна суммарной силе от затяжки пружины и давления топлива в полости 13, вследствие чего золотник исполнительного элемента 7 находится в равновесном положении и своей отсечной кромкой обеспечивает заданное проходное сечение, необходимое для поддержания требуемого перепада давлений на дозаторе 1.
Если на установившемся режиме по каким-либо причинам перепад давлений топлива на дозаторе 1 изменяется, например увеличивается, то давление топлива в магистрали 2 и в связанной с ней пружинной полости золотника чувствительного элемента 6 падает, равновесие на золотнике нарушается, и данный золотник перемещается вправо, увеличивая проходное сечение кромкой 8 и уменьшая проходное сечение кромкой 9, вследствие чего слив топлива из полости 12 уменьшается, а из полости 13 увеличивается, и исполнительный элемент 7 движется в верхнее положение, прикрывая своей отсечной кромкой сечение, связывающее магистрали 2 и 11.
Движение исполнительного элемента 7 будет продолжаться до тех пор, пока на дозаторе 1 не восстановится заданный перепад давлений, и золотник чувствительного элемента 6 не займет прежнее равновесное положение.
При уменьшении перепада давлений топлива на дозаторе 1 процесс происходит в обратном порядке.
При достижении летательным аппаратом заданной скорости полета, например М≈3,5, на электромагнитный клапан 24 от системы управления поступает электрический сигнал, вследствие чего электромагнитный клапан 24 закрывается и прекращает слив топлива в магистраль 11 из управляющей полости 22, вследствие чего золотник клапана 19 перемещается на левый упор, перекрывая кромкой 17 отвод топлива в магистраль 11 из управляющей полости 12 исполнительного элемента РППД, а также одновременно соединяет кромкой 20 пружинную полость 13 с магистралью 11. Вследствие этого исполнительный элемент 7 РППД перемещается на верхний упор, закрывает магистраль 11 отвода топлива к форсункам и прекращает подачу топлива в двигатель.
При закрытом положении исполнительного элемента РППД давление внутри системы устанавливается равным давлению входа топлива, вследствие чего под действием пружины золотник 18 перемещается на нижний упор.
После прекращения подачи топлива скорость летательного аппарата уменьшается. При достижении заданного минимума, например М≈2,3, электромагнитный клапан 24 обесточивается, соединяет магистраль 11 отвода топлива к форсункам с управляющей полостью 22, вследствие чего давление в управляющей полости 22 падает, и золотник клапана 19 под действием пружины перемещается на правый упор, кромкой 20, отсекая пружинную полость 13 от полости 11 выхода топлива на форсунки, а другой кромкой 17 соединяя управляющую полость 12 исполнительного элемента РППД с магистралью 11.
Под действием разности давлений в полостях 12 и 13 исполнительный элемент РППД перемещается на открытие, и на дозаторе 1 начинает формироваться все возрастающий перепад давлений. Когда перепад давлений достигает заданного значения, золотник блокировки включения РППД перемещается на верхний упор и кромкой 16 прерывает связь между управляющей полостью 12 и магистралью 11 выхода топлива к форсункам, кромкой 25 соединяет полости 12 и отсечную кромку 9 золотника 6, вследствие чего РППД вступает в работу, обеспечивая заданный перепад давлений на дозаторе 1.
При повторном достижении летательным аппаратом заданной скорости полета, например М≈3,5, процесс выключения двигателя в полете повторяется.
Таким образом, устройство для многократного отключения подключения двигателя в полете позволяет получить экономию топлива, т.е. повысить дальность полета летательного аппарата.