Для подачи топлива в авиадвигатель широко используются турбонасосы различных типов, снабженные регулятором давления топлива для обеспечения нормальной работы на различных режимах полета. Однако при выработке топлива из бака авиадвигателем, а также при отрицательных перегрузках регулятор давления увеличивает доступ воздуха на турбину и она раскручивается до такого числа оборотов, при котором не гарантируется прочность подшипников и самой турбины. Известные же ограничители чисел оборотов авиационных турбонасосов сложны по конструкции.

О!!Исываем ы!! о! ран!1читель -1!!сел оборотов авиационного тО!!лив!го! О турбонасоса выполнен в виде дополнительной крыльчатки, расположенной на валу турбонасоса, Всасывающая полость крыльчатки соединена заборной трубкой с нижним сборником топливного бака.

Ограничитель имеет два трубопровода со встроенными в них обратными клапанами. Один из них соединяет регулятор давления с нагнетательной полостью крыльчатки, другой вЂ” с нагнетательным патрубко» турбонасоса. Такое устройство просто по своей конструкции и надежно в работе.

На чертеже схематически изображен описываемый ограничитель числа оборотов.

На валу 1, расположенном в подшипниках 2, крепятся колесо 8 турбины, колесо 4 насоса и крыльчатка 5. Вход в крыльчатку 5 соединен с камерой 6, выполненной в корпусе 7 турбины турбонасоса. Через забор-: ную трубку 8 камера б соединена с нижним сборником топливного бака, а крыльчатка 5 через обратный клапан 9 соединена трубопроводом с рабочей полостью 10 поршня 11 регулятора давления насоса. При помо№ 133306 щи трубопровода 12 рабочая полость ч(роз обратный клапан 1,3 сообщается с напорным патрубком 14 насоса.

При работе насоса на режимах отрицательных перегрузок или когда уровень топлива в топливном баке опускается ниже входной горловинь, (а насooà, нагрузка на валу 1 турбины и давление за рабочим колесом

4 падают. Число оборотов ротора резко увеличивается. На этих режимах давление за крыльчаткой 5 становится больше давления, развиваемого рабочим колесом 4 насоса, что pi:tçûBàåò открытие обратного клапана

9 Hi ; акрытне обратного i<;IB I 3HB 13, Давление, создаваемое крыл ьчаткой.

5, воздействует на поршень 11 регулятора давления насоса, который. перемещаясь вправо, прикроет доступ воздуха в рабочее колесо 8 турбины. В результате этого обороты ротора снизятся до нормальных чисел оборотов.

Предмет изобретения

Ограничитель числа оборотов авиационного топливного турбонасоса, работающего с регулятором давления, отличающийся тем, что, с целью упрощения и увеличения надежности, он выполнен в виде расположенной на валу турбонасоса дополнительной крыльчатки, всасываюшая полость которой соединена заборной трубкой с нижним сборником топливного бака, и двух содержащих встроенные обратные клапаны трубопроводов, один из которых соединяет регулятор давления с нагнетательной полостью крыльчатки, а другой вЂ” с нагнетательным патрубком турбонасоса.

ТППЛП5НЬ|й ааК 1

3 > 9 0

ПП1 Ю 7П1Г ИИ Уяу

0m цР ПЯпдЦ У

ППП)ПКП

Редактор Т. Ф. Загребельная Техред А. А. Камышникова Корректор Г. E. Кудрявцева

Подп. к печ. 12.Х-60 г. Формат бум. 70X108 /ii; Объем 0,17 п, л.

Зак. 8954 Тираж 650 Цена 25 коп.; с 1.1-61 г. вЂ” 3 коп.

ЦБТИ при Комитете по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР

Москва, Центр, М. Черкасский пер., д. 2/6

Типография ЦБТИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР, Москва, Петровка, 14.

Ограничитель числа оборотов авиационного топливного турбонасоса

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении

Узел силовой кол\пенсации // 180923

// 198836

Топливная система // 199685

Устройство для подачи топлива в камеру сгорания // 204839

Устройство для запуска турбореактивного двигателя // 240407

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2507407

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания. При этом но меньшей мере один из насосов является основным топливоподающим насосом, а другой выполняет функцию вспомогательного. Вход и выход каждого насоса соединены обводным топливным каналом с клапаном, управляющим перетоком по этому каналу. Электропривод основного насоса имеет возможность поддержания заданного расхода топлива в камеру сгорания регулированием частоты вращения ротора электродвигателя или силы тока в его силовых обмотках. Регулятор подачи топлива в камеру сгорания выполнен цифровым и связан выходами с клапанами и собственными входами работы электроприводов по частоте вращения ротора и силе тока, и выполнен с задействованием входа электропривода основного насоса по частоте вращения ротора, а при его отказе - задействованием входа по току в силовых обмотках электродвигателя. Технический результат - сохранение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с электроприводными насосами низкого и высокого давления при отказе любого из насосов и организация ресурсосберегающих режимов их работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства // 2515912

Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2531840

Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем. Элемент гидравлического переключения вставлен между соответствующими выходами насосов. Этот элемент делает возможным в одном положении объединять потоки сброса из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении сбрасывать часть или весь поток сброса из первого насоса в линию подачи низкого давления, элемент электронного управления переключением служит для того, чтобы перемещать элемент гидравлического переключения из одного положения в другое. Технический результат изобретения - упрощение и повышение надежности подачи топлива для авиационного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2532081

Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива. В зависимости от положения плунжера привода впускное отверстие привода может быть соединено с выпускным отверстием высокого давления, соединенным с выходным отверстием второго насоса, или выпускным отверстием низкого давления, соединенным с линией подачи низкого давления. Блок дозирования топлива снабжен сквозными секциями, при этом одна из этих сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода. Технический результат изобретения - повышение надежности дозирования топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил. .