Топливная система летательного аппарата

Авторы патента:

Полезная модель относится к авиации и может быть использована для подачи топлива в газотурбинные двигатели (ГТД) летательных аппаратов.

Топливная система летательного аппарата содержит блок фильтрации топлива, к которому подсоединены каналы подвода нефильтрованного и отвода отфильтрованного топлива, имеющие возможность связи с насосами топливной системы, причем на канале подвода нефильтрованного топлива установлен перепускной клапан. Блок фильтрации топлива выполнен в виде корпуса, разделенного перегородкой на две полости, в одной из которых, предназначенной для нефильтрованного топлива, установлены фильтрующие элементы и к которой подсоединены каналы подвода нефильтрованного топлива и слива топлива из агрегатов топливной системы, а к другой полости, предназначенной для отфильтрованного топлива и связанной с полостью для нефильтрованного топлива через фильтры, подведен канал отвода отфильтрованного топлива, причем топливная система снабжена блоком управления и клапаном перепуска топлива от канала высокого давления в топливный бак, оснащенным устройством его управления, а также датчиками давления и температуры топлива, установленными в полости для нефильтрованного топлива, датчиком давления топлива, установленным в полости для отфильтрованного топлива, причем датчики давления, датчик температуры топлива и устройство управления клапаном перепуска топлива связаны с блоком управления.

3 з п ф-лы, 1 илл.

Известна топливная система ГТД, содержащая связанный с топливным баком подкачивающий топливный насос, выход насоса соединен с топливным фильтром, с выходом которого связаны входы насосов подачи топлива в камеру сгорания и исполнительные гидроцилиндры управления механизацией ГТД, выход первого из которых связан с дозирующим устройством, а второго - с устройством управления механизацией ГТД.

(см. патент РФ на полезную модель 34232, кл. F17D 3/00, 2003 г.).

В результате анализа выполнения данной системы необходимо отметить, что она обладает весьма узкими возможностями, так как не позволяет контролировать степень засоренности фильтра и температуру топлива, а в случае засорения фильтра возможно возникновение аварийной ситуации летательного аппарата в полете, обусловленной прекращением подачи топлива к агрегатам летательного аппарата.

Известна система подачи топлива для двигателя летательного аппарата, содержащая установленный на выходе топливного бака топливоподкачивающий насос, связанный посредством трубопровода с фильтром тонкой очистки топлива, выход которого связан с входом насоса высокого давления. Выход насоса высокого давления связан с рабочими топливными форсунками и через пусковой насос и клапан с пусковой топливной форсункой. Система также оснащена электроприводным пожарным краном, установленным на трубопроводе, соединяющим топливоподкачивающий насос и фильтр. Насос высокого давления оснащен сигнализатором предельных оборотов и электромагнитным клапаном.

В процессе работы системы при запуске двигателя топливо от пускового насоса через клапан пускового топлива подается на пусковую форсунку и через насос высокого давления на рабочие топливные форсунки.

По мере увеличения оборотов двигателя давление топлива за насосом высокого давления увеличивается и происходит автоматическое переключение питания рабочих форсунок с топлива от пускового насоса на топливо от насоса высокого давления. Пусковой насос при этом отключается.

При достижении двигателем предельных оборотов датчик сигнализатора предельных оборотов срабатывает и подает сигнал на электромагнитный клапан насоса высокого давления, который автоматически прекращает подачу в него топлива.

При возникновении пожара на летательном аппарате по сигналу от системы противопожарной сигнализации вырабатывается сигнал, по которому срабатывают электроприводной пожарный кран, что приводит к прекращению подачи топлива к форсункам.

(см. патент РФ на полезную модель 69572, кл. F02C 7/25. 2007 г.)

В результате анализа известной системы необходимо отметить, она обладает достаточно широкими функциональными возможностями, поскольку обеспечиваются защита летательного аппарата от пожара и плавный переход по топливу от запуска двигателя к рабочему режиму, а также возможность отключения топлива от форсунок при превышении ротором двигателя предельно допустимого числа оборотов. Однако данная система, как и приведенная выше, не обеспечивает возможность контроля степени засоренности фильтра и регулирования температуры топлива, подаваемого в агрегаты системы.

Известна система топливоподачи ГТД, содержащая центробежно-шестеренный насос низкого давления, вход которого соединен с топливным баком, а выходная магистраль через фильтр тонкой очистки и топливомасляный радиатор связана с входом насоса высокого давления.

В выходной магистрали насоса низкого давления установлен редукционный пружинный клапан для перепуска топлива на вход насоса низкого давления.

Насос высокого давления выполнен в виде шестеренного насоса, выход которого связан с топливными агрегатами.

В выходной магистрали насоса высокого давления установлен подпружиненный шариковый клапан предельного давления для перепуска топлива на вход данного насоса. Выход насоса высокого давления каналом дополнительно связан с полостью цапф шестерен насоса низкого давления. В данном канале установлен клапан постоянного давления, выполненный в виде подпружиненного золотника, отсечная кромка которого, а также один из торцов с расположенной на нем пружиной связаны с магистралью входа топлива в насос низкого давления, а противоположный торец золотника через седло запорного устройства и дроссель связан с выходом топлива из насоса высокого давления. Выход топлива из клапана постоянного давления связан с каналами подвода охлаждающего топлива в полости цапф шестерен центробежно-шестеренного насоса, ведущая и ведомая шестерни которого с закрепленными на них радиальными центробежными крыльчатками соответственно, имеющими индивидуальные каналы подвода топлива, установлены в корпусе совместно с неподвижным подпятником и подвижным подпятником, поджатым уплотнительным кольцом к торцам зубьев шестерен. Подпятники выполнены в виде двух общих для шестерен подшипников скольжения.

При работе системы нефильтрованное топливо из бака по магистрали входа поступает к центробежным крыльчаткам насоса низкого давления и далее по каналам в межзубовое пространство ведущей и ведомой шестерен насоса низкого давления, а затем по выходной магистрали отводится к фильтру тонкой очистки. Отфильтрованное топливо поступает к радиатору и после охлаждения в нем - на вход насоса высокого давления. Если давление топлива на выходе насоса низкого давления превышает расчетное, то срабатывает редукционный клапан и топливо перепускается на вход насоса низкого давления.

От насоса высокого давления топливо поступает к топливным агрегатам топливной системы ГТД. Если величина давления топлива на выходе насоса высокого давления превышает заданное значение, то срабатывает клапан предельного давления, перепуская излишки топлива на вход насоса высокого давления.

Часть топлива с выхода насоса высокого давления через дроссель и запорное устройство отводится к клапану постоянного давления. При запуске двигателя в начале подачи топлива, когда частота вращения двигателя не достигла значения 8-42% от номинальной частоты вращения, золотник клапана пружиной прижат к седлу, и топливо через клапан в канал не поступает. Все топливо за насосом высокого давления поступает в камеру сгорания двигателя, обеспечивая тем самым первый бросок давления топлива для розжига камеры сгорания. После розжига камеры сгорания частота вращения двигателя увеличивается, давление топлива за насосом высокого давления повышается, и сила от давления топлива, действующая на золотник клапана, преодолевает усилие затяжки пружины, золотник отходит от седла запорного устройства, и клапан вступает в работу.

При резком наборе высоты летательного аппарата топливо в системе становится двухфазным. При попадании двухфазного топлива на вход насоса низкого давления паровая фаза конденсируется в межзубовом пространстве насоса, так как пар в зоне давления конденсируется мгновенно, а поглощение воздуха в зоне повышенного давления происходит медленнее, чем конденсация пузырьков пара. При этом нерастворившаяся часть воздуха в межзубовом пространстве насоса под действием давления топлива уменьшается в объеме.

(см. патент РФ 2368794, кл F02C 7/22, 2009 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известной топливной системы необходимо отметить, что ее использование обеспечивает довольно надежную топливной системы ГТД в условиях низкого давления на входе, при подаче за и снижение его температуры за счет использования радиатора. Однако данная система, как и приведенные выше, не обеспечивает контроль степени засоренности фильтра, что может привести к возникновению аварийной ситуации при полете летательного аппарата, использование радиатора для охлаждения топлива усложняет конструкцию системы, и не очень эффективно, а наличие газовой фазы в топливе негативно влияет на работу ГТД.

Техническим результатом настоящей полезной модели является разработка топливной системы летательного аппарата, обеспечивающей безотказную работу летательного аппарата за счет обеспечения контроля степени засоренности топливного фильтра, а также обеспечивающей регулирование температуры подаваемого в агрегаты топливной системы летательного аппарата топлива без использования теплообменника, а также обеспечивающего в процессе фильтрации удаление газовой составляющей из топлива через фильтрующие элементы.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в топливной системе летательного аппарата, содержащей блок фильтрации топлива, к которому подсоединены каналы подвода нефильтрованного и отвода отфильтрованного топлива, имеющие возможность связи с насосами топливной системы, причем на канале подвода нефильтрованного топлива установлен перепускной клапан, новым является то, что блок фильтрации топлива выполнен в виде корпуса, разделенного перегородкой на две полости, в одной из которых, предназначенной для нефильтрованного топлива, установлены фильтрующие элементы и к которой подсоединены каналы подвода нефильтрованного топлива и слива топлива из агрегатов топливной системы, а к другой полости, предназначенной для отфильтрованного топлива и связанной с полостью для нефильтрованного топлива через фильтры, подведен канал отвода отфильтрованного топлива, причем топливная система снабжена блоком управления и клапаном перепуска топлива от канала высокого давления в топливный бак, оснащенным устройством его управления, а также датчиками давления и температуры топлива, установленными в полости для нефильтрованного топлива, датчиком давления топлива, установленным в полости для отфильтрованного топлива, причем датчики давления, датчик температуры топлива и устройство управления клапаном перепуска топлива связаны с блоком управления, каждый фильтрующий элемент оснащен клапаном выпуска воздуха, при этом, система оснащена установленным на перегородке блока фильтрации топлива перепускным клапаном, а устройство управления клапаном перепуска топлива от канала высокого давления в топливный бак выполнено в виде электромагнитного клапана.

Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема топливной системы летательного аппарата.

Топливная система летательного аппарата содержит блок фильтрации топлива, выполненный в виде корпуса 1, на котором съемно установлены один или несколько стаканов 2, под стаканами размещены фильтрующие элементы 3. Количество фильтрующих элементов может быть различным и их количество зависит, в основном, от типа летательного аппарата, на котором установлена данная система. Фильтрующие элементы 3 установлены на закрепленной в корпусе перегородке 4, разделяющей объем корпуса на две полости «а» и «б». Полость «а» предназначена для нефильтрованного топлива, а полость «б» - для отфильтрованного. Полости «а» и «б» сообщены друг с другом через фильтрующие элементы. На перегородке 4 может быть установлен перепускной клапан 5, сообщающий полости «а» и «б». В качестве перепускного клапана может быть использован стандартный пружинный клапан предельного давления. На верхней части фильтрующего элемента 3 (каждого фильтрующего элемента - если их несколько) установлен клапан 6 выпуска воздуха.

Полость «а» корпуса 1 блока фильтрации каналом 7 через двигательный центробежный насос (ДЦН) соединена с агрегатами топливной системы летательного аппарата для слива топлива в данную полость. В полости «а» установлены датчики 8 и 9, соответственно давления (Р) и температуры (Т) топлива на входе в блок фильтрации топлива.

К полости «а» блока фильтрации топлива также подведен канал 10 высокого давления, связанный с топливным насосом (не показан) высокого давления. В канале 10 установлен клапан 11 перепуска топлива из-за насоса высокого давления. Система оснащена каналом 12 подачи топлива в топливную систему летательного аппарата, связанным с каналом 10 через клапан 13 перепуска топлива с канала высокого давления в топливный бак (не показан) летательного аппарата. Клапан 13 оснащен устройством его управления, например, электромагнитным клапаном 14.

Клапаны 11, 13, 14 смонтированы в едином корпусе (позицией не обозначен), скрепленным с корпусом блока фильтрации топлива.

К полости «б» подведен канал 15 для отвода отфильтрованного топлива. Данный канал имеет возможность соединения с плунжерным (НП) и гидроприводным (НГП) насосами. В полости «б» установлен датчик 16 давления отфильтрованного топлива.

Датчики 8, 9, 16, электромагнитный клапан 14 связаны с блоком управления 17, который связан с системой управления летательного аппарата.

Система оснащена стандартными фильтрующими элементами, клапанами и датчиками. В качестве блока управления может быть использован стандартный блок следящих систем (БСС).

Топливная система летательного аппарата работает следующим образом.

В процессе работы системы, нефильтрованное топливо по каналам 7 и 10 поступает в полость «а» корпуса 1 блока фильтрации топлива. Проходя через фильтрующие элементы 3, оно очищается от примесей, воздушной составляющей, которая удаляется через клапаны 6 и поступает в полость «б», откуда по каналу 15 насосами НП и НГП направляется к топливным агрегатам летательного аппарата.

При поступлении топлива в полость «а» через канал 7, датчик 9 контролирует температуру топлива. Соответствующий сигнал, характеризующий значение температуры топлива поступает на блок управления 17. Если значение температуры превышает установленное, с блока управления 17 поступает сигнал на электромагнитный клапан 14, который открывает клапан 13 перепуска топлива, в результате чего осуществляется перепуск топлива в топливный бак, тем самым обеспечивается охлаждение топлива.

В процессе работы системы, фильтрующие элементы 3 постепенно засоряются, их пропускная способность уменьшается, что приводит к изменению давления топлива в полостях «а» и «б», которое контролируется датчиками давления топлива 8 и 16, сигналы с данных датчиков поступают в блок управления 17.

В блоке управления 17 по показаниям датчиков давления определяется перепад давления топлива и, соответственно, засоренность фильтрующих элементов 3, что позволяет своевременно проводить регламентные работы по очистке (замене) фильтрующих элементов.

Перепускной клапан 5 обеспечивает топливопитание систем ГТД нефильтрованным топливом при засорении фильтроэлементов. Это позволяет избежать аварийной ситуации при полном засорении фильтров, а также при разрушении насоса ДЦН или топливных насосов летательного аппарата.

При превышении перепада давления выше максимально установленного, для перепускного клапана 11, он срабатывает, с блока управления 17 поступает команда на устройство 14, которое открывает клапан 13 и топливо, подаваемое НП из топливной системы высокого давления, через открытый клапан 13 перепускается на вход в топливную систему летательного аппарата.

Использование данной системы позволяет подавать в агрегаты топливной системы очищенное от примесей и воздуха топливо заданной температуры, а также контролировать степень засоренности фильтрующих элементов, что позволяет своевременно проводить техническое обслуживание или замену фильтрующих элементов.

Установка клапанов 11, 13, 14 в одном корпусе, скрепленном с корпусом блока фильтрации топлива, упрощает конструкцию системы, делает более удобным ее ремонт и обслуживание.

1. Топливная система летательного аппарата, содержащая блок фильтрации топлива, к которому подсоединены каналы подвода нефильтрованного и отвода отфильтрованного топлива, имеющие возможность связи с насосами топливной системы, причем на канале подвода нефильтрованного топлива установлен перепускной клапан, отличающаяся тем, что блок фильтрации топлива выполнен в виде корпуса, разделенного перегородкой на две полости, в одной из которых, предназначенной для нефильтрованного топлива, установлены фильтрующие элементы и к которой подсоединены каналы подвода нефильтрованного топлива и слива топлива из агрегатов топливной системы, а к другой полости, предназначенной для отфильтрованного топлива и связанной с полостью для нефильтрованного топлива через фильтры, подведен канал отвода отфильтрованного топлива, причем топливная система снабжена блоком управления и клапаном перепуска топлива от канала высокого давления в топливный бак, оснащенным устройством его управления, а также датчиками давления и температуры топлива, установленными в полости для нефильтрованного топлива, датчиком давления топлива, установленным в полости для отфильтрованного топлива, причем датчики давления, датчик температуры топлива и устройство управления клапаном перепуска топлива связаны с блоком управления.

2. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что каждый фильтрующий элемент оснащен клапаном выпуска воздуха.

3. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что она оснащена установленным на перегородке блока фильтрации топлива перепускным клапаном.

4. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что устройство управления клапаном перепуска топлива от канала высокого давления в топливный бак выполнено в виде электромагнитного клапана.