UA73844C2 - Power plant - Google Patents
Power plant Download PDFInfo
- Publication number
- UA73844C2 UA73844C2 UA2003088018A UA2003088018A UA73844C2 UA 73844 C2 UA73844 C2 UA 73844C2 UA 2003088018 A UA2003088018 A UA 2003088018A UA 2003088018 A UA2003088018 A UA 2003088018A UA 73844 C2 UA73844 C2 UA 73844C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- fuel
- generator
- pump
- aircraft
- engine
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 85
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 20
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 8
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 13
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 13
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 5
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 4
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 1
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Hybrid Electric Vehicles (AREA)
Abstract
Description
Опис винаходуDescription of the invention
Винахід відноситься до допоміжних силових пристроїв обладнання літальних апаратів і систем передачі енергії від двигуна.The invention relates to auxiliary power devices of aircraft equipment and power transmission systems from the engine.
Відомі енергетичні установки, які містять генератор, ротор якого має постійну частоту обертання за допомогою привода через трансмісію двигуном літального апарата (див., наприклад, ЕР Мо 1106870, ГЕ 16Н 61/00, 2001).Power plants are known that contain a generator, the rotor of which has a constant frequency of rotation with the help of a drive through a transmission by an aircraft engine (see, for example, EP Mo 1106870, GE 16H 61/00, 2001).
Недоліком відомих енергетичних установок є необхідність оснащення літального апарата додатковою циркуляційною системою охолодження генератора, яка має вмістище для охолоджуючою рідини, теплообмінник, нагнітальний насос з всмоктувальною лінією забору охолоджуючої рідини з вмістища і з напірною лінією подачі охолоджуючої рідини в порожнину генератора і засіб відкачки охолоджуючої рідини з порожнини генератора.The disadvantage of known power plants is the need to equip the aircraft with an additional circulation system for cooling the generator, which has a container for the coolant, a heat exchanger, a discharge pump with a suction line for taking the coolant from the container and with a pressure line for supplying the coolant to the generator cavity and a means for pumping out the coolant from generator cavity.
Більш досконалим в цьому аспекті і найбільш близьким аналогом до винаходу, що заявляється, є енергетична установка, яка містить генератор, ротор якого приводиться в дію двигуном літального апарата за 19 допомогою трансмісії, яка забезпечує постійну частоту обертання ротора і має в якості робочої рідини паливо двигуна літального апарата, і систему охолодження генератора паливом двигуна літального апарата, яка має нагнітальний насос з напірною лінією подачі палива в порожнину генератора і з лінією забору палива з паливної системи двигуна літального апарата, і насос відкачки палива з порожнини генератора з лінією повернення палива в паливну систему двигуна літального апарата (Яи Мо 1420864, 8640 41/00, 1994).More perfect in this aspect and the closest analogue to the claimed invention is a power plant that contains a generator, the rotor of which is driven by an aircraft engine using a transmission that ensures a constant frequency of rotation of the rotor and has engine fuel as the working fluid an aircraft, and a generator cooling system with aircraft engine fuel, which has an injection pump with a pressure line for fuel supply to the generator cavity and a fuel intake line from the fuel system of the aircraft engine, and a fuel pumping pump from the generator cavity with a fuel return line to the fuel system aircraft engine (Yai Mo 1420864, 8640 41/00, 1994).
Однак застосований в цьому технічному рішенні гідротрансформатор, який використовує як робочу рідину паливо двигуна літального апарата, не має необхідної для підтримки постійної частоти обертання швидкодії під час зміни частоти обертання двигуна літального апарата і, крім того, в поєднанні з ежекторним насосом відкачки потребує додаткової подачі палива. Іншим недоліком вказаного аналогу є залежність витрати робочої рідини від режиму роботи двигуна літального апарата і навантаження на генераторі, що при мінімальній частоті с обертання призводить до підвищеної витрати робочого палива в приводі і системі охолодження генератора, а Ге) при мінімальній частоті і максимальному навантаженні - до нестабільності електричних характеристик установки.However, the torque converter used in this technical solution, which uses the fuel of the aircraft engine as a working fluid, does not have the necessary speed to maintain a constant rotation frequency during the change of the rotation frequency of the aircraft engine and, in addition, in combination with the ejector pump, requires additional fuel supply . Another drawback of this analogue is the dependence of the flow rate of the working fluid on the mode of operation of the aircraft engine and the load on the generator, which at the minimum frequency of rotation leads to increased consumption of working fuel in the drive and cooling system of the generator, and Ge) at the minimum frequency and maximum load - up to instability of the electrical characteristics of the installation.
Завданням, на вирішення якого спрямований винахід, що заявляється, є створення надійного і ефективного засобу для допоміжного енергозабезпечення систем літального апарата.The task to be solved by the claimed invention is the creation of a reliable and effective means for auxiliary power supply of aircraft systems.
Технічний результат, який може бути отриманий при здійсненні винаходу, полягає у спрощенні конструкції, З підвищенні ККД установки і забезпечення стабільних електричних характеристик за рахунок забезпечення «І працездатності елементів об'ємного гідроприводу (гідромотора і насосів) в трансмісії при використанні в якості робочої рідини палива двигуна літального апарата. соThe technical result that can be obtained during the implementation of the invention consists in simplifying the design, increasing the efficiency of the installation and ensuring stable electrical characteristics due to ensuring the efficiency of the elements of the volumetric hydraulic drive (hydromotor and pumps) in the transmission when using fuel as a working fluid aircraft engine. co
Вказаний технічний результат досягається в енергетичній установці, що містить генератор, ротор якого со приводиться в дію двигуном літального апарата за допомогою трансмісії, яка забезпечує постійну частотуThe specified technical result is achieved in a power plant containing a generator, the rotor of which is driven by an aircraft engine using a transmission that provides a constant frequency
Зо обертання ротора, має робочу рідину паливо двигуна літального апарата і систему охолодження генератора - паливом двигуна літального апарата, яка має нагнітальний насос з напірною лінією подачі палива в порожнину генератора і з лінією забору палива з паливної системи двигуна літального апарата; і насос відкачки палива з порожнини генератора з лінією повернення палива в паливну систему двигуна літального апарата за рахунок « того, що трансмісія, яка забезпечує постійну частоту обертання, виконана у вигляді гідромеханічної передачі з З об'ємним гідромотором, який має кінематичний зв'язок через диференціал з ротором генератора і двигуном с літального апарата, і з об'ємним приводним насосом, кінематично зв'язаним з двигуном літального апарата іFrom the rotation of the rotor, the working fluid is the fuel of the aircraft engine and the cooling system of the generator - the fuel of the aircraft engine, which has a discharge pump with a pressure line for supplying fuel to the cavity of the generator and a line for taking fuel from the fuel system of the aircraft engine; and a fuel pumping pump from the generator cavity with a fuel return line to the fuel system of the aircraft engine due to the fact that the transmission, which ensures a constant frequency of rotation, is made in the form of a hydromechanical transmission with a three-dimensional hydraulic motor, which has a kinematic connection through a differential with a generator rotor and an aircraft engine, and with a volumetric drive pump kinematically connected to the aircraft engine and
Із» функціонально з'єднаним з гідромотором замкненим гідравлічним циркуляційним контуром, при цьому нагнітальний насос і насос відкачки палива виконані об'ємними і кінематично з'єднані з ротором генератора, напірна лінія подачі палива з'єднана з лінією повернення палива за допомогою переливного клапана, а замкнений гідравлічний циркуляційний контур з'єднаний з напірною лінією нагнітального насоса, а також за і рахунок того, що насос відкачки виконаний з можливістю повернення палива з продуктивністю у 1,3 - 2,3 рази со більшою величини подачі палива нагнітальним насосом.With" a closed hydraulic circulation circuit functionally connected to the hydraulic motor, while the injection pump and the fuel pump are volumetric and kinematically connected to the generator rotor, the fuel supply pressure line is connected to the fuel return line by means of an overflow valve, and the closed hydraulic circulation circuit is connected to the pressure line of the injection pump, as well as due to the fact that the pumping pump is made with the possibility of returning fuel with a productivity of 1.3 - 2.3 times with a greater amount of fuel supply by the injection pump.
Суть винаходу, що заявляється, пояснюється кінематичною та гідравлічною схемами пристрою, зображеними со на доданому кресленні. «їз» 20 Енергетична установка містить генератор 1 з ротором 2 і порожниною 3. Приводом ротору 2 є двигун 4 (наприклад, двигун внутрішнього згоряння) літального апарата (не показаний на кресл.) з трансмісією, якаThe essence of the claimed invention is explained by the kinematic and hydraulic diagrams of the device, shown in the attached drawing. "ride" 20 The power plant includes a generator 1 with a rotor 2 and a cavity 3. The drive of the rotor 2 is an engine 4 (for example, an internal combustion engine) of an aircraft (not shown on the seat.) with a transmission that
Т» забезпечує постійну частоту обертання ротора і має в якості робочої рідини паливо двигуна літального апаратаT" provides a constant frequency of rotation of the rotor and has aircraft engine fuel as the working fluid
Трансмісія виконана у вигляді гідромеханічної передачі з об'ємним сгідромотором 5 (наприклад, аксіально-плунжерним) і з об'ємним привідним насосом 6 (наприклад, аксіально-плунжерним, що регулюється). 29 Об'ємний гідромотор 5 має кінематичний зв'язок через елементи 7 і 8, сателіти 9 і 10 і елемент 11 зубчастоїThe transmission is made in the form of a hydromechanical transmission with a volumetric shydromotor 5 (for example, axial-plunger) and with a volumetric drive pump 6 (for example, adjustable axial-plunger). 29 Volumetric hydraulic motor 5 has a kinematic connection through elements 7 and 8, satellites 9 and 10 and element 11 of the gear
ГФ) передачі з ротором 2 генератора 1, а через елементи 7 і 8, сателіт 10 зубчастої передачі і водило 12 - з двигуном 4 літального апарата Об'ємний привідний насос б кінематично зв'язаний елементами 13, 14 і 15 о зубчастої передачі з двигуном 4 літального апарата: Елемент 8 і 11, сателіти 9 і 10 ї водило 12 утворюють диференціал 16. 60 Енергетична установка містить систему охолодження генератора 1 паливом двигуна 4 літального апарата яка має нагнітальний насос 17 з напірною лінією 18 подач палива в порожнину З генератора і з лінією 19 забору палива з паливної системи 20 двигуна літального апарата а також насос 21 відкачки палива по лінії 22 з порожнини 2 генератора 1 з лінією 23 повернення палива в паливну систему 20 літального апарата Насоси 17 і 21 виконані об'ємними (наприклад, з внутрішнім циклоїдним зачепленням) кінематично поєднані з ротором 2 бо генератора 1 елементами 24, 25 і 26 зубчастої передачі.HF) transmission with the rotor 2 of the generator 1, and through elements 7 and 8, satellite 10 of the gear transmission and carrier 12 - with the engine 4 of the aircraft. 4 of the aircraft: Element 8 and 11, satellites 9 and 10 and the carrier 12 form the differential 16. 60 The power plant contains the cooling system of the generator 1 with the fuel of the engine 4 of the aircraft, which has a discharge pump 17 with a pressure line 18 for fuel supply to the cavity From the generator and from by line 19 of fuel intake from the fuel system 20 of the aircraft engine, as well as pump 21 of fuel pumping along line 22 from cavity 2 of generator 1 with line 23 of fuel return to the fuel system 20 of the aircraft. Pumps 17 and 21 are made volumetric (for example, with an internal cycloid engagement) are kinematically connected to the rotor 2 of the generator 1 by gear elements 24, 25 and 26.
Об'ємний приводний насос б функціонально з'єднаний з гідромотором 5 замкненим гідравлічним циркуляційним контуром, утвореним напірною ділянкою 27 і зливною ділянкою 28, яка в свою чергу гідравлічно з'єднана з напірною лінією 18 нагнітального насосу 17. Насос відкачки 21 може бути виконаний з можливістю повернення палива з продуктивністю в 1, З - 2,3 рази більше величини подачі палива нагнітальним насосом 17, при цьому лінія 18 подачі палива з'єднана з лінією 23 повернення палива за допомогою переливного клапана 29.The volumetric drive pump b is functionally connected to the hydraulic motor 5 by a closed hydraulic circulation circuit formed by the pressure section 27 and the drain section 28, which in turn is hydraulically connected to the pressure line 18 of the discharge pump 17. The pumping pump 21 can be made of with the possibility of fuel return with a productivity of 1.3 - 2.3 times the amount of fuel supplied by the injection pump 17, while the fuel supply line 18 is connected to the fuel return line 23 by means of the overflow valve 29.
Пристрій працює наступним чином:The device works as follows:
До початку роботи всі системи і порожнини пристрою заповнені паливом двигуна 4 літального апарата В номінальному робочому режимі двигуном 4 літального апарата через елементи 15, 14 і 13 приводиться в дію /о букупність частин приводного насоса 6 і здійснюється переміщення по ділянках 27 і 28 через гідромотор 5 робочої рідини - палива двигуна 4 літального апарата який знаходиться в замкненому гідравлічному циркуляційному контурі. В результаті такого руху і циркуляції палива приводиться в обертання елемент 7 з частотою, яка дорівнює (або є однозначно пропорційною) частоті обертання елемента 15. Одночасно в результаті взаємодії елементів 7 і 8, сателітів 9 і 10, водила 12 і елемента 11 обертаються ротор 2 і /5 елементи 26, 25 і 24 разом із відповідними частинами насосів 17 і 21. Нагнітальний насос 17, отримуючи по лінії 19 забору паливо із паливної системи 20 двигуна 4 літального апарата по напірній лінії 18 здійснює пропорційну частоті обертання ротора 2 подачу палива в порожнину З генератора, де паливо, що надходить, розпилюється (наприклад, за допомогою жиклерів) на обмотки ротора і статора і охолоджує їх. Насос 21 відкачки по лінії 22 пропорційно частоті обертання ротора 2 відкачує з порожнини З генератора 1 стікаюче з обмоток 2о паливо і спрямовує його в паливну систему 20 двигуна 4 літального апарата. Нагнітальний насос 17 одноразово з поданням палива в порожнину З генератора 1 здійснює підживлення паливом замкненого циркуляційного контура на ділянці 28, компенсуючи неминучі внаслідок зниженої в'язкості палива підвищені витоки, а також знижуючи температуру робочого середовища і рухливих частин об'ємних гідромотора 5 і приводного насоса 6 і забезпечуючи цим прийнятні мастильну здатність і в'язкість палива. счBefore the start of operation, all systems and cavities of the device are filled with fuel of the engine 4 of the aircraft. In the nominal operating mode, the engine 4 of the aircraft through elements 15, 14 and 13 is actuated by the totality of parts of the drive pump 6 and movement is carried out in sections 27 and 28 through the hydraulic motor 5 working fluid - fuel of engine 4 of the aircraft, which is in a closed hydraulic circulation circuit. As a result of such movement and fuel circulation, element 7 is rotated with a frequency equal to (or uniquely proportional to) the frequency of rotation of element 15. At the same time, as a result of the interaction of elements 7 and 8, satellites 9 and 10, carrier 12 and element 11, rotor 2 rotates and /5 elements 26, 25 and 24 together with the corresponding parts of the pumps 17 and 21. The injection pump 17, receiving fuel from the fuel system 20 of the engine 4 of the aircraft through the intake line 19, through the pressure line 18, supplies fuel to the cavity in proportion to the frequency of rotation of the rotor 2 From the generator, where the incoming fuel is sprayed (for example, with the help of jets) on the rotor and stator windings and cools them. The pumping pump 21 along the line 22 in proportion to the rotation frequency of the rotor 2 pumps out the fuel flowing from the windings 2o from the cavity of the generator 1 and directs it to the fuel system 20 of the engine 4 of the aircraft. The injection pump 17, once with the supply of fuel into the cavity From the generator 1, supplies fuel to the closed circulation circuit in the area 28, compensating for the increased leaks that are inevitable due to the reduced viscosity of the fuel, as well as reducing the temperature of the working medium and moving parts of the volumetric hydraulic motor 5 and the drive pump 6 and thereby providing acceptable lubricity and fuel viscosity. high school
Оскільки насос відкачки 21 може бути виконаний з можливістю повернення палива з продуктивністю більшою величини подачі палива нагнітальним насосом 17, в порожнині 2 генератора 1 утворюється розрідження, і) сприятливе для зменшення теплових втрат під час перемішування палива обертанням ротора і збільшенню ККД установки.Since the pumping pump 21 can be made with the possibility of fuel return with a higher productivity than the fuel supply by the injection pump 17, a rarefaction is formed in the cavity 2 of the generator 1, i) favorable for reducing heat losses during fuel mixing by rotating the rotor and increasing the efficiency of the installation.
Експериментальним шляхом було встановлено, що оптимальна продуктивність повернення палива насосом «г зо відкачки 21 повинна бути в 1,3-2, З рази більше величини подачі палива нагнітальним насосом 17 (див. таблицю). При меншому значенні продуктивності має місце значне зростання теплових витрат під час - перемішування палива обертанням ротора і робота установки в умовах неприйнятного тепловиділення. При со більшому значенні продуктивності неадекватно збільшуються витрати потужності на привід насоса відкачки.Experimentally, it was established that the optimal performance of fuel return by the pump "g" from the pump 21 should be 1.3-2 times greater than the amount of fuel supplied by the injection pump 17 (see the table). At a lower value of productivity, there is a significant increase in heat consumption during fuel mixing by rotation of the rotor and operation of the installation in conditions of unacceptable heat generation. With a larger value of productivity, the power consumption for the drive of the pumping pump increases inadequately.
У перехідному режимі роботи двигуна 4 літального апарата, коли частота обертання змінюється відносно ме) номінальної і пропорційно їй змінюється подача палива приводним насосом 4, в результаті диференційної ї- взаємодії кінематичних ланок диференціалу 16 з гідромотором 5 і двигуном 4 частота обертання елемента 11 разом з ротором 2, елементами 24, 25 і 26, насосом 21 відкачки і нагнітальним насосом 17 залишається постійною, а виникаючий при цьому, зокрема при зменшенні частоти обертання, надлишок палива в лінії 18 скидається через переливний клапан 29 в лінію 23 повернення. «In the transient mode of operation of the engine 4 of the aircraft, when the rotation frequency changes relative to the nominal one and the fuel supply by the drive pump 4 changes in proportion to it, as a result of the differential interaction of the kinematic links of the differential 16 with the hydraulic motor 5 and the engine 4, the rotation frequency of the element 11 together with the rotor 2, elements 24, 25 and 26, the pump 21 of the pump and the injection pump 17 remains constant, and the resulting excess fuel in the line 18 is discharged through the overflow valve 29 into the return line 23. "
Таким чином технічне рішення, що заявляється, забезпечує постійним режимом роботи системи охолодження пл) с генератора паливом при перемінному режимі роботи двигуна літального апарата працездатність об'ємних гідромотора і насосів в умовах зниженої змащувальної здатності і зниженої в'язкості робочого середовища, ;» утвореного паливом двигуна літального апарата і в кінцевому підсумку отримання стабільних електричних характеристик. щThus, the proposed technical solution ensures the continuous operation of the cooling system of the generator with fuel during the variable mode of operation of the aircraft engine, the performance of the volumetric hydraulic motor and pumps in conditions of reduced lubricating capacity and reduced viscosity of the working medium, ;" formed by the fuel of the aircraft engine and ultimately obtaining stable electrical characteristics. U.S
Співвідношення |Частота обертан. |Тепловиділення, Витрати потужності, ККД Споживана потужність, сRatio | Rotational frequency. |Heat separation, Power consumption, Efficiency Consumed power, p
Е сE p
ІЧIR
І» та 23 7 (Ф) іме)I" and 23 7 (F) name)
Claims (2)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002123237A RU2214349C1 (en) | 2002-08-29 | 2002-08-29 | Power plant |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA73844C2 true UA73844C2 (en) | 2005-09-15 |
Family
ID=31989388
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2003088018A UA73844C2 (en) | 2002-08-29 | 2003-08-27 | Power plant |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2214349C1 (en) |
| UA (1) | UA73844C2 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2961176B1 (en) * | 2010-06-15 | 2012-08-03 | Hispano Suiza Sa | ELECTRICAL SUPPLY OF EQUIPMENT FITTED BY THE ROTOR OF AN AIRCRAFT ENGINE |
| EP3382888B1 (en) * | 2017-03-31 | 2020-06-17 | Grundfos Holding A/S | Pump assembly and controlling method |
-
2002
- 2002-08-29 RU RU2002123237A patent/RU2214349C1/en active
-
2003
- 2003-08-27 UA UA2003088018A patent/UA73844C2/en unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002123237A (en) | 2004-03-20 |
| RU2214349C1 (en) | 2003-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2556090C (en) | Variable capacity oil pump | |
| RU2378536C2 (en) | Compact screw compressor for mobile application in transport vehicle | |
| US6725662B2 (en) | Drive device | |
| FR2503256A1 (en) | THERMAL FLOW BALANCING BETWEEN ELEMENTS ASSOCIATED WITH A GAS TURBINE | |
| US5894825A (en) | Engine lubrication system | |
| US10677095B2 (en) | Lubrication device for a turbine engine | |
| JP2019533108A (en) | Dual input pump and system | |
| EA006363B1 (en) | Wind turbine with hydraulic transmission | |
| US20040161340A1 (en) | Drive arrangement for a conveying device | |
| US7094042B1 (en) | Dual-inlet gear pump with unequal flow capability | |
| CN110573729A (en) | Lubrication system for a drive train of a wind turbine, wind turbine and lubrication method | |
| CN112523870A (en) | Gas turbine lubricating oil system | |
| UA73844C2 (en) | Power plant | |
| JP5642772B2 (en) | Oil supply for renewable energy generators | |
| CN114026327A (en) | Power plant for a motor vehicle | |
| CN110397726A (en) | A kind of gear-box and wind power generation plant | |
| US20100108426A1 (en) | Electro-mechanical pump for an automatic transmission | |
| RU2477804C2 (en) | Fluid medium system for engines with rocking pistons | |
| CN114183380B (en) | Vortex type air pump with automatic lubrication function | |
| CN214304062U (en) | Gas turbine lubricating oil system | |
| JP2753209B2 (en) | Lubricating method for exciter and lubricating device for exciter | |
| US2963032A (en) | Hydraulic system for steam turbine | |
| RU1772401C (en) | Power plant | |
| RU27650U1 (en) | SUBMERSIBLE PUMP INSTALLATION | |
| CN117231727A (en) | RV worm gear speed reducer with lubricating oil for internal circulation heat dissipation |