СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА В ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT ENGINE FUEL FEED SYSTEM

Изобретение относится к насосным агрегатам для подачи топлива в силовую установку летательного аппарата.
Известен насосный агрегат для подачи топлива в силовую установку летательного аппарата, содержащий корпус с патрубками для подвода и отвода перекачиваемого топлива, приводной вал, установленный в корпусе на радиальных подшипниках, центробежный насос высокого давления, включающий рабочую камеру и рабочее колесо с лопатками, установленное в рабочей камере и закрепленное на приводном валу, пусковой вихревой насос, включающий рабочее колесо, закрепленное на приводном валу, общем с центробежным насосом высокого давления, и систему переключения потоков топлива, работающую так, что в начальный, т.е. пусковой период работы насосного агрегата топливо на вход силовой системы летательного аппарата подается от пускового вихревого насоса, а после достижения заданной частоты вращения вала пусковой вихревой насос отключается, и топливо на вход летательного аппарата подается от центробежного насоса высокого давления (патент США №3576375, МПК F01D 13/00, НКИ 415-018, 415-143, 1971) - аналог.
Недостатком известного решения является то, что при работе центробежного насоса и пускового вихревого насоса, закрепленных на общем приводном валу, возникают большие осевые и радиальные нагрузки, воздействующие на приводной вал и через него на радиальные подшипники приводного вала. Так как подшипники приводного вала смазываются и охлаждаются частью потока перекачиваемого топлива, которая возвращается в общий поток перекачиваемого топлива, подаваемый в силовую систему летательного аппарата, то наличие некомпенсированных радиальных и осевых нагрузок, действующих на приводной вал, приводит к дополнительному нагреву топлива в насосном агрегате и снижению ресурса работы насосного агрегата.
Известен насосный агрегат, содержащий корпус со статором и элементами для подвода и вывода рабочей среды, и ротор, включающий приводной вал и размещенные на нем насос постоянной производительности, содержащий рабочее колесо и насос переменной производительности, содержащий ведущий диск с лопатками и покрывной диск, закрепленные на приводном валу, а также расположенный между ними ведомый диск с пазами, выполненный с возможностью перемещения по отношению к ведущему диску. Система подачи топлива в двигатель летательного аппарата кроме насосного агрегата также содержит насос низкого давления, вход которого соединен с источником топлива, фильтр, установленный на выходе насоса низкого давления, пусковой насос высокого давления, золотниковый переключатель потоков и регулятор режима работы летательного аппарата (патент РФ №2187707, МПК 6 F04D 13/12, 2001) - прототип.
Известный насосный агрегат снабжен средствами для разгрузки осевых и радиальных сил, действующих на приводной вал, что существенно снижает подогрев топлива в насосном агрегате.
Однако, так как все основные элементы системы подачи топлива, включая пусковой насос, смонтированы на общем приводном валу, в известном насосном агрегате сложно оптимизировать режимы работы всех типов насосов, установленных на общем приводном валу, что приводит к дополнительному подогреву топлива и низкой надежности и долговечности работы насосного агрегата.
Техническим результатом, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, является оптимизация режимов работы отдельных элементов системы подачи топлива в двигатель летательного аппарата и снижение за счет этого температуры топлива в системе, при одновременном упрощении системы подачи топлива.
Указанный технический результат достигается тем, что в системе подачи топлива в двигатель летательного аппарата, содержащей насос низкого давления, вход которого соединен с источником топлива, пусковой насос, золотниковый переключатель потоков, связанный с регулятором режима работы двигателя летательного аппарата и насосный агрегат высокого давления, пусковой насос выполнен плунжерным и его вход гидравлически связан с выходом насоса низкого давления и с патрубком подвода топлива в насосный агрегат высокого давления, причем выход плунжерного насоса связан с одним из входов золотникового переключателя потоков, другой вход которого связан с патрубком для выхода рабочей среды из насосного агрегата высокого давления, а выход золотникового переключателя потоков связан с регулятором режима работы двигателя летательного аппарата, причем последний имеет управляющие каналы, один из которых связан с приводом золотникового переключателя потоков, а второй - с насосным агрегатом высокого давления.
В системе подачи топлива в двигатель летательного аппарата насосный агрегат может содержать корпус со статором, в котором размещены упоры, элементы подвода и вывода рабочей среды и ротор, включающий приводной вал и размещенные на нем насос постоянной производительности, содержащий, по меньшей мере, рабочее колесо и насос переменной производительности, содержащий ведущий диск с лопатками и покрывной диск, закрепленные на приводном валу, а также расположенный между ними ведомый диск с пазами, выполненный с возможностью перемещения по отношению к ведущему диску, причем покрывной диск выполнен с кольцевым выступом, контактирующим с частью поверхности ведомого диска, в котором размещено уплотнительное кольцо, установленное с возможностью перемещения относительно кольцевого выступа покрывного диска при перемещении ведомого диска по отношению к ведущему диску, ведущий диск и один из упоров, а также покрывной диск и другой из упоров установлены с образованием полости между ведущим диском и одним из упоров и другой полости между покрывным диском и другим из упоров, между ведущим и покрывным дисками также образована полость, полости образованы с возможностью их гидравлического соединения с элементами подвода и вывода рабочей среды.
В системе подачи топлива насосный агрегат может быть агрегатом высокого давления, работа которого осуществляется при давлении от 20 атм.
В системе подачи топлива на выходе насоса низкого давления может быть установлен фильтр.
В системе подачи топлива насос низкого давления может быть выполнен центробежным.
В системе подачи топлива пусковой насос может быть выполнен в виде плунжерного насоса.
В системе подачи топлива в насосном агрегате лопатки ведущего диска и пазы ведомого диска могут быть выполнены с возможностью их контакта при перемещении ведущего и ведомого дисков, причем глубина пазов ведомого диска выбирается из условия обеспечения полного перекрытия их лопатками ведущего диска и не превышает толщину ведомого диска.
В системе подачи топлива в насосном агрегате полость между ведущим диском и одним из упоров и полость между покрывным диском и другим из упоров могут быть соединены с выходом насоса постоянной производительности, а вход насоса переменной производительности может быть соединен с патрубком для подвода рабочей жидкости в насосный агрегат.
В системе подачи топлива элементами для подвода рабочей среды в насосный агрегат могут быть входной патрубок, кольцевая камера, окно и выполненные в корпусе каналы, а элементами вывода рабочей среды могут быть каналы, образующие выходную полость и выходной патрубок.
В системе подачи топлива ведущий диск насосного агрегата высокого давления может быть выполнен с лопатками в виде одной детали или представлять собой неразъемное соединение.
В системе подачи топлива насосы постоянной и переменной производительности могут быть выполнены центробежными.
В системе подачи топлива уплотнительное кольцо в насосном агрегате может быть установлено с возможностью перемещения по образующей относительно кольцевого выступа покрывного диска при перемещении ведомого диска по отношению к ведущему диску.
В системе подачи топлива один из управляющих каналов регулятора режима работы может быть связан с полостью, образованной между ведущим и покрывным дисками насоса переменной производительности насосного агрегата высокого давления.
Благодаря отмеченным выше особенностям выполнения системы подачи топлива обеспечивается возможность независимой оптимизации режимов работы входящих в нее насосов в зависимости от режимов двигателя, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе. Кроме того, гидравлическая схема заявляемой системы подачи топлива значительно упрощена, что повышает надежность ее работы.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1, где изображена гидравлическая схема системы подачи топлива в двигатель летательного аппарата и продольный разрез насосного агрегата.
Система подачи топлива в двигатель летательного аппарата включает насосный агрегат, например, конструктивно выполненный следующим образом. Насосный агрегат фиг.2 имеет корпус, состоящий из двух частей 1 и 2, герметично соединенных друг с другом. Ротор насосного агрегата состоит из приводного вала 3, на котором установлены рабочие колеса 4 и 5 центробежного насоса постоянной производительности и насос 6 переменной производительности. Насос 6 переменной производительности содержит ведущий диск 7, лопатки 8, выполненные, например, в виде неразъемного соединения с ведущим диском, покрывной диск 9, закрепленный на приводном валу 3 и установленный симметрично ведущему диску 7 по отношению к лопаткам 8, и ведомый диск 10, установленный между ведущим диском 7 и покрывным диском 9 с возможностью перемещения вдоль приводного вала 3 по отношению к ведущему диску 7 и снабженный пазами 11, в которые входят лопатки 8 ведущего диска 7 при сближении ведущего диска 7 и ведомого диска 10. На ведомом диске 10 установлено уплотнительное кольцо 12, выполненное с возможностью перемещения по кольцевому выступу покрывного диска 9 при перемещении ведомого диска 10 по отношению к ведущему диску 7. На ведущем диске 7 и покрывном диске 9 размещены подшипниковые втулки 13 и 14. Вход насоса 6 переменной производительности соединен с входным патрубком 15 насосного агрегата посредством кольцевой камеры 16 и окна 17.
Для герметизации внутренних полостей корпуса насосного агрегата на приводном валу 3 установлены уплотнительные кольца 18 и 19, между которыми размещена распорная втулка 47, а в части 2 корпуса установлен узел торцевых уплотнений 20.
В частях корпуса 1 и 2 смонтирован статор, состоящий из корпуса 21 подшипникового левого, корпуса 22 подшипникового правового и кольцевой проставки 23, в которой выполнены диффузорные каналы 50, связанные с отводом 25 для вывода рабочей жидкости. В корпусах 21 и 22 запрессованы подшипниковые втулки 26 и 27. К корпусу 21 подшипниковому левому крепится упор 28, а к корпусу подшипниковому 22 правому крепится упор 29. В корпусе 21 подшипниковом левом установлены лопаточные аппараты 30 и 31, обеспечивающие последовательное прохождение рабочей жидкости через рабочие колеса 4 и 5 центробежного насоса постоянной производительности. Приводной вал 3 соединен с рессорой 32, через которую осуществляется привод насосного агрегата. Осевое перемещение ротора насосного агрегата высокого давления ограничивается подшипниковыми втулками 13 и 14 и упорами 28 и 29, установленными с образованием между ними зазоров 35 и 36, причем их суммарная ширина (35+36) может быть равна, например, 0,3-0,35 мм. Ведущий диск 7 и упор 28, покрывной диск 9 и упор 29, а также сами покрывной диск и ведущий диск установлены с образованием между ними полостей 37, 38 и 41, организованных с возможностью их гидравлического соединения с элементами подвода и вывода рабочей среды. Элементами подвода рабочей среды являются входной патрубок 15, кольцевая камера 16, окно 17 и каналы 41 и 24 в корпусе насосного агрегата. Возможность гидравлического соединения обусловливается, в том числе и тем, что часть поверхности ведущего диска 7 и часть поверхности покрывного диска 9 образуют с внутренней поверхностью кольцевой проставки 23 полость 43, величина которой может быть, например, 0,1-0,145 мм. Между частью корпуса насосного агрегата и корпусом подшипниковым правым 22 образована полость 42, которая через каналы системы управления (на чертеже не показаны) соединена с выходной полостью 25. Полость 42 посредством каналов 43, выполненных в подшипниковых втулках 14 и 27 и покрывном диске 9, выполнена с возможностью сообщения с полостью 48. Между корпусом насосного агрегата, частью поверхности корпуса 22 подшипникового правового и подшипниковых втулок 14 и 27 образована полость 44, связанная с входным патрубком агрегата 15.
Элементами вывода рабочей среды являются каналы, например полости 38, 41, 37 и 51, а также выходной патрубок 45.
Между упором 28 и корпусом 21 подшипника левого образована полость 46, сообщающаяся с каналом 40 для подвода рабочей среды от насоса постоянной производительности.
Вариант конструкции описанного выше насосного агрегата высокого давления предусматривает возможность работы в двух вариантах.
При малых потребных расходах (до 3950 л/час) подача рабочей среды осуществляется рабочим колесами 4 и 5 центробежного насоса постоянной производительности. При этом лопатки 8 ведущего диска 7 центробежного насоса 6 переменной производительности полностью перекрывают пазы 11 в ведомом диске 10.
При больших расходах (до 44000 л/час) подача рабочей среды осуществляется одновременно центробежным насосом постоянной производительности и центробежным насосом переменной производительности. При этом лопатки 8 ведущего диска 7 выведены из пазов 11 ведомого диска 10, т.е. открыты каналы для прохода рабочей среды.
Рассмотрим работу насосного агрегата в случае малых потребных расходов.
Рабочая среда подается во входной патрубок 15 насосного агрегата, из которого рабочие колеса 4 и 5 насоса постоянной производительности нагнетают ее к насосу 6 переменной производительности через каналы 40 в полость 46, которая сообщается с полостью 49 через каналы 24 в кольцевой проставке 23. Из полости 46 рабочая среда через полость 35 поступает в полость 37, из которой через полость 51 и каналы 50 поступает в выходную полость 25. Из полости 49 рабочая среда поступает в полость 36, а оттуда через полость 41 и диффузорные каналы 50 в кольцевой проставке 23 - в выходную полость 25.
Рабочая среда из входного патрубка 15 подается в кольцевую камеру 16 и через окна 17 поступает на вход центробежного насоса 6 переменной производительности, проточная часть которого перекрыта ведомым диском 10, сдвинутым в крайнее левое положение. Таким образом, в данном варианте работы подача рабочей жидкости в выходную полость 25 насосного агрегата осуществляется в основном насосом постоянной производительности, что обеспечивает минимальный потребный расход рабочей жидкости через насосный агрегат.
Работа насосного агрегата при больших потребных расходах обеспечивается следующим образом. В этом случае полость 42 через каналы системы управления соединяется с входным патрубком 15. При этом давление в полости 44 снижается, соответственно снижается давление в сообщающейся с ней полости 38, образованной между ведомым диском 10 и покрывным диском 9. Ведомый диск перемещается в крайнее правое положение, открывая лопатки 8 ведущего диска 7.
Таким образом, при работе по этому варианту подача рабочей среды в выходную полость 25 насосного агрегата осуществляется путем параллельной работы центробежного насоса постоянной производительности и центробежного насоса 5 переменной производительности. Это обеспечивает возможность при использовании насосного агрегата для целей подачи топлива в двигатель летательного аппарата создавать различные режимы подачи топлива в зависимости от режима работы двигателя.
Изображенная на фиг.1 система подачи топлива в двигатель летательного аппарата помимо описанного выше, как пример конкретного выполнения насосного агрегата высокого давления, содержит центробежный насос низкого давления 52, на выходе которого установлен фильтр 53 для очистки топлива. Выход фильтра 53 соединен с помощью трубопровода 54 с входным патрубком 15 насосного агрегата высокого давления и с помощью трубопровода 55 с входом плунжерного насоса 56. Выход плунжерного насоса 56 соединен с помощью трубопровода 57 с одним из входов золотникового переключателя потоков 58. Золотниковый переключатель потоков 58 трубопроводом 59 соединен с регулятором 60 режима работы двигателя летательного аппарата, который трубопроводом 61 соединен с двигателем (на фиг. не показан). Регулятор 60 режима работы двигателя имеет два выходных управляющих канала 62 и 63. Управляющий канал 62 связан с полостью 42 насосного агрегата, которая посредством каналов 43 связана с полостью 48 переменного давления, изменение давления в которой приводит к перемещению ведомого диска 10 и соответственно к переключению режимов работы насосного агрегата. Один из входов золотникового переключателя потоков 58 соединен с выходным патрубком 45 насосного агрегата высокого давления магистралью 64. Входной патрубок 15 насосного агрегата высокого давления с помощью трубопровода 65 связан с полостью 44 насосного агрегата.
Описанная выше система подачи топлива в двигатель летательного аппарата работает следующим образом.
На режиме запуска двигателя топливо из бака (на фиг. не показан) поступает в насос 52 низкого давления, затем проходит через фильтр 53 и по трубопроводу 55 поступает в плунжерный насос 56. Из плунжерного насоса 56 топливо под высоким давлением проходит по трубопроводу 57 через золотниковый переключатель 58 потоков и поступает по трубопроводу 59 в регулятор режима работы двигателя 60 и далее по трубопроводу 61 в двигатель летательного аппарата (на фиг. не показан). Происходит процесс запуска и двигатель набирает обороты. При достижении заданного режима «малого газа» от регулятора режима работы двигателя 60 проходит команда Рк1 по управляющему каналу 62 и за счет переключения золотникового переключателя потоков 58 плунжерный насос 56 отключается от регулятора режима работы двигателя 60, а вместо него к регулятору 60 подключается выходной патрубок 45 насосного агрегата высокого давления, который через трубопровод 64 и золотниковый переключатель потоков 58 соединяется с трубопроводом 59. Двигатель летательного аппарата выходит на режим работы «малый газ» с питанием его от насосного агрегата высокого давления. На этом режиме работы топливо с выхода фильтра 53 по трубопроводу 54 поступает во входной патрубок 15 насосного агрегата высокого давления и далее на колеса 4 и 5 центробежного насоса постоянной производительности. При этом насосный агрегат высокого давления работает в режиме малой подачи топлива, когда топливо подается в выходную полость 25 насосного агрегата высокого давления и из нее в выходной патрубок 45 в основном за счет работы центробежного насоса постоянной производительности. Из выходного патрубка 45 насосного агрегата высокого давления топливо по трубопроводу 64 через золотниковый переключатель потоков 58 и далее по трубопроводу 59 поступает в регулятор режима работы двигателя 60, откуда по трубопроводу 61 оно поступает в двигатель. При этом лопатки 8 ведущего диска 7 перекрывают пазы 11 ведомого диска 10, и центробежный насос 6 переменной производительности фактически не функционирует. При таком положении элементов системы подачи топлива в двигатель летательного аппарата и насосного агрегата высокого давления, в частности, обеспечивается работа двигателя на режимах работы от режима «малый газ» до режима «крейсерский».
При изменении (увеличении) режима работы двигателя на «крейсерских» оборотах регулятор режима работы двигателя 60 снимает команду Рк1 и отключает подачу топлива под давлением в трубопровод 63 и далее по каналам 43 в полость 48, причем ведомый диск 10 под действием топлива, проходящего через насос 6 переменной производительности, отходит вправо до упора в покрывной диск 9. При этом топливо из входного патрубка 15 насосного агрегата высокого давления через кольцевую камеру 16 и окна 17 начинает поступать на открытые лопатки 8 ведущего диска 7 насоса 6 переменной производительности, и насосный агрегат высокого давления начинает работать в режиме максимальной подачи, обеспечиваемой параллельной работой обоих насосов насосного агрегата высокого давления. Топливо из выходного патрубка 45 по трубопроводу 64 через золотниковый переключатель потоков 58 поступает в регулятор режима работы двигателя 61 и из него в двигатель летательного аппарата. Этот режим работы системы подачи топлива отвечает режиму работы двигателя «максимальный».
При снижении режимов работы двигателя с режима «максимальный» до режима «малый газ» порядок работы системы подачи топлива в двигатель летательного аппарата меняется на обратный по отношению к описанному выше.
Заявляемая система подачи топлива в двигатель летательного аппарата имеет более простую гидравлическую схему, что обеспечивает повышение ее надежности и, кроме того, позволяет обеспечить минимальный подогрев топлива (не более 23°С) в системе при работе двигателя летательного аппарата, что обеспечивает повышение также надежности работы двигателя.