SU921459A3

SU921459A3 - Аварийна гидросилова система летательного аппарата

Info

Publication number: SU921459A3
Application number: SU772494652A
Authority: SU
Inventors: С.Бэйтс Стефен
Original assignee: Сандстрэнд Корпорейшн (Фирма)
Priority date: 1976-06-02
Filing date: 1977-06-02
Publication date: 1982-04-15
Also published as: FR2353440B1; DE2717080A1; IL52008A; FR2353440A1; CA1074133A; US4033115A; JPS52147900A; GB1539013A; JPS625840B2

Description

I

Изобретение относитс к авиационной технике, в частности к силовым системам, обеспечивающим питание проводов системы управлени в аварийной ситуации.

Современный летальный аппарат включает в себ гидросиловую систему дл подами жидкости под давлением при приведении в действие таких элементов как руль поворота, предкрылки, . закрылки и элероны. Насос гидравли ческой системы приводитс в действие с помощью двигател летательного аппарата, таким образом, важным вл етс наличие вспомогательной силовой системы, котора позвол ет обеспечить безопасную работу и посадку летательного аппарата в случае выхода из стро двигател .

Известна аварийна гидросилова система с турбоприводомгидронасоса, причем турбина работает на газе, получаемом в камере разложени топлива , питаемой от бака однокомпонентного топлива. Здесь используют стартовый зар д дл создани энергии питани турбины до тех пор, пока скорость турбины не будет достаточна высока, чтобы заставить топливный насос подавать топливо под давлением из основного резервуара в камеру разложени топлива ij ,

Однако использование стартового

10 зар да дл запуска системы обладает .определенным недостатком, который св зан с тем, что скорость освобождени энергии зар да может не согласовыватьс с требовани ми системы в

15 пределах широкого диапазона используемых температур. Быстрое сгорание и быстра подача мощности может при вести к чрезмерно высокой скорости вращени турбины, что может вызвать

Я повреждение системы. Хот этот недо-i статок может быть уменьшен путем использовани вторичной системы контрол скорости, все еще желательно иметь

систему запуска, котора не требует запускающего зар да.

8 этом случае резервуар должен быть расположен на значительном рассто нии) топливного насоса, и может оказатьс желательным предусмотреть подкачивающий насос на выходе резервуара, чтобы уменьшить до минимума необходимое давление в резервуаре и его линейные размеры.

. Цель изобретени - повышение надежности системы путем обеспечени исходного топлива дл аварийной системы .

Указанна цель достигаетс тем, что гидросилова система, содержаща камеру разложени топлива, турбину, соединенную выходным валом с насосом св занным трубопроводами с .баком однокомпонентного топлива и с камерой разложени топлива, а также устройство управлени системой,снабжена стартовым баллоном, включающим в себ отсек со складывающейс стенкой дл однокомпонентного топлива, трубопроводом стартового топлива, соедин ющим отсек с камерой разложени , блокирующим устройством,перекрывающим в нормальных услови х трубопровод между отсеком и камерой разложени , баллоном с газом под давлением, св занным трубопроводом через редукционный клапан высокого давлени и стартовый клапан со стартовым баллоном, а вторым трубопроводом - через редукционный клапан низкого давлени , с баком однокомпонентного топлива, а также управл емым клапаном дл предотвращени потока топлива из отсека в бак однокомпонентного топлива, причем устройство управлени системой электри чески св зано со стартовым клапаном.

В этой системе блокирующее устрои ство выполнено в виде разрывного диска установленного между отсеком и трубопроводом стартового топлива

Кроме этого, управл емый клапан установлен в трубопроводе между баком и трубопроводом стартового топлива

Еще од ой особенностью системы с установленными на турбине датчиками скорости ее вращени , при этом выход устройства управлени электрически св зан с управл ющим клапаном.

На фиг.1 схематично изображен первый вариант выполнени аварийной, гидросиловой системы согласно насто щему изобретению; на фиг.2 - второй вариант выполнени такой системы силовой подачи.

Первый вариант выполнени .

Аварийна гидросилова система питани включает в себ камеру 1 разложени , например термическую или каталитическую камеру разложени котора создает гор чие газы, которы подаютс на турбину 2, имеющую выходной вал 3, привод щий в движение редуктор , обозначенный в целом 4. Топливный насос 5 приводитс в движение турбиной 2 через редуктор, чтобы подавать однокомпонентное (ракетное ) топливо в камеру разложени из топливного резервуара 6, который может быть расположен удалённым от, турбины.

Выходной трубопровод 7 соедин ет топливный резервуар 6 с входом топливного насоса 5, а выходной трубопровод 8 соедин ет выход топливного насоса с камерой 1 разложени . Нормально закрытый электромагнитный клапан 9 рабочей и завышенной скорости находитс в входном трубопроводе 7, а нормально открытый электромагнитный клапан 10 первичной скорости находитс в выходном трубопроводе 8. Впрыскной трубопровод 11 соедин ет выходной трубопровод 8 с струйным насосом 12, который оперативно св зан с топливным резервуаром 6 и впускным трубопроводом 7. Нормально закрытый электромагнитный клапан 13 рабочего хода управл ет noTOKoiJi через впрыскной трубопровод 11..

Обычные магнитные датчики 1 образуют средство дл воспри ти скорости турбины 2 путем обнаружени прохождени выступа, прикрепленного к выходному валу 3, когда последний вращаетс . Датчики обеспечивают вход ной сигнал дл системы управлени , например электронного блока управлени 15, который управл ет работой нормально.закрытых клапанов 9 и 13 и нормального открытого клапана 10.

При нормальной работе летательного аппарата, редуктор k приводитс в движение с помощью любого соответствующего средства от основного двигател летательного аппарата /не показан )и гидравлический насос (не показан) механически .приводитс в действие редуктором 4, чтобы подавать энергию гидравлической системе летательного аппарата. В случае выхода из стро основного летательного аппарата запускаетс вспомо гательна аварийна гидросилова система,и именно средство дл запус ка и работы этой аварийной системы до тех пор, пока топливный насос 5 не начнет подавать топливо из резервуара 6, вл етс объектом насто щего изобретени . Баллон запускающего топлива 16, показанный в целом, включает в себ отсек 17, который заполнен тем же топливом, что и резервуар 6, и отсек 17 имеет подвижную стенку 18 и складывающуюс боковую стенку 19. Трубопровод 20 соедин ет камеру 17 с впускным трубопроводом 7 за нормаль но закрытым клапаном 9, и разрывна диафрагма 21 создает средство, которое в нормальных услови х блокирует сообщение между камерой 17 и входом топливного насоса 5. Цилиндр 22 содержит газ под давле нием,например 3000 фунт/дм(211 кг/ /см) и первый газовый трубопровод 23 соедин ет цилиндр 22 с баллоном 16 через нормально закрытый- клапан запуска, и регул тор 25 давлени который установлен на относительно высокое давление, например 800 фунт/ /дмЧ5б,2 кг/см ) , Между регул тором давлени 25 и баллоном 16 топлива запуска к первому трубопроводу 23 подсоединен отвод щий трубопровод 26 который соединен с топливным резервуаром 6 через регул тор давлени 27 который установлен на относительно низкое давление, например от 35 до 39 Фунт/дм2 (2,«6-2,7 кг/см) . В случае выхода из стро двигател летательного аппарата, командный сигнал, создаваемый автоматически электронным блоком управлени 15, заставл ет открытьс клапан 2 запуска . В другом варианте, командный сигнал может быть получен вручную путем включени выключател (не показан ) . Как только клапан запуска открыт, газ из баллона 22 потечет как через отводной трубопровод 26, чтобы сжимать топливо в резервуаре, так и через трубопровод 23, ведущий к баллону 16 запуска. За счет наличи регул тора 27 давлени , дав .ление в топливном резервуаре оказываетс относительно низкой величины от 35 до 39 фунт/дюйм. С другой ст роны, газ, протекающий в/трубопровод 23 и регул тор 25, создает давление ОКОЛО 800 фунт/дюйм к подвижной стенке, 18 отсека 17, заставл разрывнуЮ предохранительную мембрану 21 разрыватьс и выталкивать с усилием топливо из отсека в камеру 1 разложёни . В приводимом в качестве примера варианте осуществлени изобретени топливный насос 5 представл ет , собой центробежнь|й насос, так что топливо из отсека течет в трубопровод 20 топлива запуска к наход щемус вни« по течению торцевому участку впускного трубопровода 7 и затем через топливный насос 5 к выходному трубопроводу 8. Если бы было желательно ис- пользовать топливный насос другого типа, например, шестеренчатый насос, который не допускал бы полный поток топлива во врем запуска, соответствующий байпасе и запорный клапан (не показан) могут быть использованы чтобы соедин ть трубопровод 20 топлива запуска непосредственно с выходным трубопроводом В через нормально открытый электромагнитный клапан 10 первичной скорости. Созданные в камере 1 разложени гор чие газы привод т в движение турбину 2, чтобы запустить топлив-. ный насос 5 через редуктор 4, в также, чтобы привестЦ в действие гидравлический насос (не показан) дл ааариАной гидравлической системы летатель ного аппарата. Когда скорость турбины достигнет заданной величины, например , 90 нормальной рабочей скорости , регистрируемой датчиками 14, электронный блок 15 управлени срабатывает , чтобы открыть нормально закрытые клапаны 9 й-13. Затем,происходит непосредственна резка подача топлива из выходного трубопровода 8 через трубопровод 11 впрыска к струйному насосу 12, который взаимодействует с топливным насосом 5 дл подачи топлива из резервуара 6. При работе подача топлива в камеру 1 разложени управл етс с помощью клапана 10 первичной скорости и клапана 9 рабочей и избыточной скорости как это было 8 ранее известных уст .ройствах. Как показано на чертеже, система включает в себ отверстие 28 дл заливки топлива и воздушный канал 29 дл повторного заполнени системы L ; а топливный резервуар снабжен разгрузочным клапаном 30 и вентил ционной трубкой 31 как обычно.

Второй вариант выполнени .

Аварийна гидросилова система питани включает камеру 1 разложени турбину 2, выходной вал 3 турбины с выступом, редуктор k, топливный насо 5 и топливный резервуар 6. Показан также впускной трубопровод 7 между топливным резервуаром 6 и топливным насосом 5 выпускной трубопровод S между топливным насосом и камерой 1 разложени . Имеетс также электромагнитный клапан 10 управлени первичной скоростью, установленный в выпускном трубопроводе 8, как и в примере первого варианта осуществлени изобретени .

Второй вариант выполнени отличаетс от первого варианта выполнени тем, что в нем исключен струйный насос 12 и трубопровод 11 струйного насоса, и заменой электромагнитного клапана 9 рабочей и завышенной скорости и электромагнитного клапана 13 рабочего хода нормально закрытым электромагнитным клапаном 32 рабочег хода и клапаном 33 управлени завышенной скорости, причем оба эти клапана наход тс в впускном трубрпроводе 7 за трубопроводом 3 топлива запуска. Когда электромагнитный соленоид 32 находитс за трубопроводом 34 топлива запуска разрыв . на мембрана 21 по первому варианту выполнени устройства может быть исключена; дл того, чтобы предотвратить прохождение топлива запуска из баллона топлива запуска, обозначенного в целом позицией 35, в топливный резервуар б обратный клапан Зб установлен в питающем трубопроводе 7 меж д 5; 6опроводом 34 топлива запуска и топливным резервуаром.

Как и в первом варианте выполнени баллон 35 топлива запуска содержит отсек 37 который имеет подвижную стенку 38 и складывающуюс стенку 39 камера 37 заполн етс тем же топливом, что и резервуар 6 дл топлива .

Газовый цилиндр 22 соединен через трубопровод 23 с баллоном дл запуска , а в трубопроводе 23 установлены клапан запуска 24 и регул тор давлени is. Отводной трубопровод 26 сообщен с трубопровода 23: через заднюю часть баллона 35 запуска, в отвЬдыом трубопроводе 26 имеетс регул тор 27 давлени . Давление газа в цилиндре 22 и давлени , до которых

газ регулируетс с помощью регул торов 25 и 27, вл ютс такими же, что и в первом варианте выполнени .

Так же как и в первом варианте выполнени имеютс магнитные датчики 14, которые реагируют на скорость |Турбины и подают сигнал восприн той информации электронному блоку управлени 40. Электронный блок управлени управл ет работой клапана 24 запуска, клапаном 20 управлени первичной скоростью, электромагнитным клапаном 32 рабочего хода и клапаном 33 управлени завышенной скоростью.

При выходе из стро основного двигател летательного аппарата клапан 24 запуска открываетс и одновременно открываетс нормально закрытый электромагнитный клапан 32 рабочего хода. Давление газа из цилиндра22 немедленно выбрасывает топливо из отсека 37, проходит через трубопровод 34 топлива запуска, впускной трубопровод 7 выпускной трубопровод 8 и поступает в камеру 1 разложени , чтобы начать работу турбины 2. В то же самое врем низкое давление газа прикладываетс к топливу, наход щемус в резервуаре 6 дл топлива, и как только скорость турбины заставл ет работать топливный насос 5, чтобы достичь достаточно высокой скорости, топливо из резервуара 6 проходит через обратный клапан 36 с помощью газа низкого давлени в отводном трубопроводе 26.

Принципиальное преимущество второго варианта осуществлени изобретени относительно первого варианта заключаетс в том, что Повторна зар дка топливного резервуара 6 через отверстие 28 дл заливки так же служит дл того, чтобы повторно заправить отсек баллона дл запуска через обратный клапан 36, как только топливный резервуар заполнен, тогда как в первом варианте выполнени необходимо замен 1ь баллон 16 топлива запуска и разрывную мембрану 21, или иметь разделительный элемент дл перезаправки баллона дл топлива запуска, после того, как разрывна мембрана заменена.

Claims

Формула изобретени

. 1. Аварийна гидросилова система летательного аппарата, содержаща

камеру разложени топлива, турбину, соединенную выходным валом с насосом, св занным трубопроводами с баком однокомпонентного топлива и с камерой разложени топлива, а также усТ ройство управлени системой, отличающа с тем, что, с целью повышени надёжности системы путем обеспечени исходного давлени топлива дл аварийной системы, снабжена стартовым баллоном, содержащим отсек со складывающейс стенкой дл однокомпонентного топлива, трубопроводом стартового топлива, соедин ющим отсек с камерой разложени , блокирующ устройством трубопровода между отсе ком и камерой разложени , баллоном с газом под давлением, св занным трубопроводом через редукционный клапан высокого давлени и стартовый клапан со стартовым баллоном, а вторым трубопроводом - через редукционный клапан низкого .давлени с баком однокомпонентного топлива, а также управл емым клапаном дл предотвращени потока топлива из от

сека в бак однокомпонентного топлива, причем устройство управлени системрй электрически св зано со стартовым клапаном.
2.Гидросилова система по п.1. отличающа с тем. что блокирующее устройство выполнено

в виде разрывного диска, установленного между отсеком и трубопроводом стартового топлива.
3.Гидросилова система по п,1, отличающа с тем, что управл емый клапан установлен в трубопроводе между баком и трубопроводом стартового топлива. , Гидросилова система По п,1, отличающа с тем, что устройство управлени св зано с установленными на турбине датчиками скорости ее вращени , при этом выход устройства управлени электрически св зан с управл ющим клапаном. Источники информации, прин тые во внимание при экспертизе 1 . Патент США N 3660977, кл. 90-39.28, 1972 (прототип).