ПУСКОВАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, в частности к пусковым системам газотурбинных двигателей.
Известна пусковая система газотурбинного двигателя, содержащая вспомогательную силовую установку с системой топливоподачи и топливо-воздушный турбостартер безкомпрессорного типа, содержащий камеру сгорания, сообщенную воздуховодом с вспомогательной силовой установкой, и газовую турбину, вал которой механически соединен через редуктор и муфту с валом ротора одного из двигателей (см. Б.М.Кац, Э.Жаров, Винокуров В. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1976, стр.178-179, рис.5.15).
В известной схеме после запуска одного из двух двигателей стартером, работающим на подогретом сжатом воздухе, другой двигатель запускается воздушным стартером сжатым воздухом, отбираемым от компрессора запущенного двигателя.
Основным недостатком этой системы является то, что данная система предусматривает только последовательный запуск обоих двигателей, что не всегда обеспечивает установленное время надежного запуска двигателя. Кроме того, ввиду снижения располагаемой мощности пускового устройства такая система не всегда может обеспечить надежный запуск двигателя в экстремальных условиях для его запуска на земле (высокогорные условия, высокая температура окружающей среды и т.п.) и в полете, в случае его останова.
Задачей, на решение которой направлено заявленное решение, является сокращение времени запуска двигателей, а также расширение зоны запуска двигателей на земле и в полете, путем увеличения удельной мощности, подводимой к ротору двигателя, без увеличения габаритов и при снижении веса источника энергии.
Технический результат достигается тем, что в пусковой системе двухдвигательной газотурбинной установки, содержащей вспомогательную силовую установку с системой топливоподачи и топливовоздушный турбостартер безкомпрессорного типа, содержащий камеру сгорания, сообщенную воздуховодом с вспомогательной силовой установкой, и газовую турбину, вал которой механически соединен через редуктор и муфту с валом ротора одного из двигателей, вал ротора другого двигателя через тот же редуктор и вторую муфту также механически соединен с валом газовой турбины топливовоздушного турбостартера, причем валы обоих двигателей в редукторе сообщены друг с другом.
Кроме того, камера сгорания топливо-воздушного турбостартера может быть сообщена топливопроводом с системой топливоподачи вспомогательной силовой установки и/или дополнительным воздуховодом с наземным источником питания.
Использование в качестве пускового устройства топливно-воздушного турбостартера безкомпрессорного типа с его воздушной связью с ВСУ позволяет, сохранив исходные размеры и параметры внешнего источника энергии, значительно увеличить удельную мощность, подводимую к ротору двигателя при его запуске и, тем самым, повысить надежность запуска двигателя. Удельная мощность, отбираемая от ВСУ -достаточна для одновременного запуска обоих двигателей, что становится возможным с соединением вала ротора второго двигателя с валом газовой турбины топливо-воздушного турбостартера. Это позволяет уменьшить продолжительность запуска.
Механическое соединение валов роторов обоих двигателей позволяет использовать в качестве источника питания такой энергоемкий источник, как соседний работающий или авторотирующий двигатель, что расширяет возможности для запуска ГТД по уровню передаваемой мощности и быстродействию во всем диапазоне полетов самолета.
Осуществление топливопитания форсунок камеры сгорания топливо-воздушного турбостартера от системы топливоподачи вспомогательной силовой установки позволяет наиболее полно использовать возможности внешнего источника энергии, сохранив при этом его исходные размеры и параметры.
С целью повышения эксплуатационной надежности самолета в случае отказа вспомогательной силовой установки предусмотрен подвод сжатого воздуха в камеру сгорания топливо-воздушного стартера от другого автономного источника сжатого воздуха, например, наземного. Для этого камера сгорания топливо-воздушного турбостартера сообщена дополнительным воздуховодом с наземным источником питания.
На чертеже показана схема предлагаемого устройства.
Пусковая система двухдвигательной газотурбинной установки, содержит вспомогательную силовую установку 1 с системой 2 топливоподачи и распределительным краном 3 и топливовоздушный турбостартер 4 безкомпрессорного типа. Турбостартер 4 включает в себя камеру сгорания 5, сообщенную воздуховодом с вспомогательной силовой установкой 1, газовую турбину 6, а также муфту 7 свободного хода и редуктор 8, соединяющие вал газовой турбины 6 через муфту 9 валом ротора двигателя 10. Вал ротора второго двигателя 11 через муфту 12 соединен с редуктором 8, который, в свою очередь, соединяет его с валом газовой турбины 6. Валы обоих двигателей 10 и 11 в редукторе 8 сообщены друг с другом. Топливные форсунки камеры сгорания 5 через топливопровод сообщены с системой 2 топливоподачи.
Система предусматривает сообщение камера сгорания 5 топливо-воздушного турбостартера 4 посредством воздуховода 13 с наземным источником питания 14.
Работа системы осуществляется следующим образом.
Для раскрутки ротора запускаемого ГТД сжатый воздух от ВСУ 1 через распределительный кран 3 подается в топливоздушный турбостартер 4, в
камере сгорания 5 которого происходит сжигание топлива, впрыскиваемого от системы топливоподачи 2. Горячие газы от камеры сгорания 5 подаются на турбину 6. Механическая энергия от ротора турбины 6 турбостартера 4 через редуктор 8 и муфту 9 подается на ротор запускаемого двигателя 10.
При достижении расчетной частоты вращения с помощью распределительного крана 3 и муфты 7 происходит отключение турбостартера 4 и рассоединение валов турбины 6 и ротора двигателя 10.
При последовательном запуске двигателей запуск второго двигателя 11 осуществляют аналогично запуску двигателя 10, при этом крутящий момент к ротору передается через муфту 12.
Для уменьшения времени запуска двигателя 11 наряду с мощностью, передаваемой ему от ВСУ 1, возможна передача мощности от первого двигателя 10 после его выхода на режим «малого газа», путем соединения муфты 9 с редуктором 8.
Для осуществления одновременного запуска двигателей 10 и 11 перед подачей сжатого воздуха и топлива в камеру сгорания 5 включаются муфты 9 и 12 и крутящий момент с газовой турбины 6 через редуктор 8 передается на ротора обоих двигателей.
Запуск одного из двигателей от другого (авторотирующего) путем механического соединения их валов осуществляется в экстремальных ситуациях на земле и в аварийных ситуациях в полете. При этом отбор сжатого воздуха от ВСУ 1 и подача топлива от системы 3 не производится. Соединение роторов работающего и запускаемого двигателя осуществляется путем включения муфт 9 и 12.
С целью повышения эксплуатационной надежности самолета в случае отказа ВСУ 1 предусмотрен подвод сжатого воздуха в камеру сгорания 5 топливо-воздушного стартера 4 от другого автономного источника сжатого воздуха, например, наземного источника 14. Таким образом, система позволяет производить раскрутку ротора двигателя с помощью сжатого
воздуха без его подогрева в камере сгорания. При этом газовая турбина 6 работает в режиме воздушного стартера.
Предлагаемое устройство обеспечивает несколько вариантов раскрутки роторов двигателей при запуске на земле и в полете и позволяет сократить время запуска двигателей, а также расширить зону их запуска без существенных изменений габаритов и веса источника энергии.