UA79084C2 - Привід допоміжного устаткування - Google Patents
Привід допоміжного устаткування Download PDFInfo
- Publication number
- UA79084C2 UA79084C2 UA2003076686A UA2003076686A UA79084C2 UA 79084 C2 UA79084 C2 UA 79084C2 UA 2003076686 A UA2003076686 A UA 2003076686A UA 2003076686 A UA2003076686 A UA 2003076686A UA 79084 C2 UA79084 C2 UA 79084C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- electric motor
- rotor
- air
- drive according
- shaft
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 23
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 27
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 3
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 2
- 241000152447 Hades Species 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 description 1
- 230000009347 mechanical transmission Effects 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
- F01D15/08—Adaptations for driving, or combinations with, pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
- F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Привід допоміжного устаткування типу паливного насоса (13) або змащувального насоса в газотурбінному двигуні (10) містить електродвигун (21), забезпечений статором (43) і ротором (42). Додатково містить повітряну турбіну (22), забезпечену корпусом (35) і обертовим блоком (30, 36, 50). Ротор та обертовий блок механічно приєднані до насоса (13). Повітряна турбіна призначена для живлення повітряним потоком, відібраним в компресорі (12) газотурбінного двигуна (10), для забезпечення дії в приведенні насоса.
Description
Опис винаходу
Цей винахід відноситься до засобів підвищення надійності функціонування допоміжного устаткування з 2 приводом від електродвигунів газотурбінного двигуна, зокрема, літального апарату.
Оптимальне співвідношення між тяговою силою і вагою завжди є головною задачею фахівців по двигунах при розробці військових реактивних літальних апаратів. Підвищення ступеня стиснення, температур на вході турбіни і ккд ведуть до постійного зменшення габаритів двигунів.
В традиційних відомих рішеннях трансмісія для відбору потужності необхідна для приводу допоміжного 710 устаткування системи реактивного двигуна, такого як паливний насос, змащувальний насос і електрогенератор, містить радіальний вал, який приводиться в обертання за допомогою передачі між валами з пересічними осями від валу компресора і, у свою чергу, приводить в рух допоміжне устаткування, розташоване в окремому додатковому корпусі збоку від двигуна. Ця трансмісія відбору потужності і додатковий корпус насилу піддаються модифікації при вдосконаленні двигунів і складають значну частину загальної маси двигунів саме у разі малих 72 двигунів, особливо, оскільки даний корпус несе пусковий пристрій або пускач і генератор змінного струму.
Окрім того, наявність додаткового корпусу збільшує лобову поверхню двигуна.
В той же час користувачі малих двигунів на тренувальних літаках, а також на апаратах-розвідниках і крилатих ракетах пред'являють до фахівців по двигунам пріоритетну вимогу скритності, а, отже, зменшення їх лобової поверхні.
Зниження маси і лобової поверхні двигунів може бути здійснено шляхом об'єднання функцій генератора і пускача в реактивному двигуні і шляхом використовування як привід допоміжного устаткування електродвигунів з живленням від генератора.
В цьому випадку механічна трансмісія відбору потужності і додатковий корпус можуть бути зменшені аж до повного усунення. с 29 Використовування електродвигунів в приводах допоміжного устаткування такого як паливні насоси, Го) змащувальні насоси і гідравлічні насоси, дає перевагу в полегшенні управління цим устаткуванням і дозволяє розмістити їх в будь-якому місці усередині крил або в пілоні підвіски двигуна, тобто в тих місцях, які полегшують доступ до них і їх розміщення і в той же час знижують їх уразливість у разі несприятливих обставин.
В даному випадку єдиним засобом зв'язку між двигуном і допоміжним устаткуванням стає електрична М передача. Вона є електричним ланцюгом, який передає енергію від допоміжної силової установки на пускачіна с електродвигун приводу паливного насоса під час фази пуску реактивного двигуна. Потім, як тільки реактивний двигун зможе працювати в автономному режимі, генератор-пускач забезпечує електроенергією електродвигуни о приводу допоміжного устаткування, зокрема, електродвигун приводу паливного насоса. Ф
Проте, не дивлячись на велику гнучкість сучасних електричних систем, під час польоту завжди існує ризик збоїв або в електрогенераторі, або в електродвигуні приводу паливного насоса. Це веде до зупинки двигуна і до - можливої втрати двигуна або літального апарату, якщо він одномоторний.
Задача, на рішення якої направлений цей винахід, полягає в усуненні цієї серйозної проблеми за рахунок того, що з електродвигуном приводу допоміжного устаткування пов'язана підтримуюча система, яка може одна « сама по собі забезпечувати функціонування допоміжного устаткування після закінчення фази запуску З 0 газотурбінного двигуна у разі збою подачі електроживлення на електродвигун або у разі відмови цього с електродвигуна. з» Таким чином, винахід відноситься до приводу паливного насоса або змащувального насоса в газотурбінному двигуні, що містить електродвигун, забезпечений статором і ротором.
Згідно винаходу цей привід характеризується тим, що додатково містить повітряну турбіну, забезпечену корпусом і блоком, що обертається. Дана повітряна турбіна виконана з можливістю живлення повітряним це. потоком, відбираним в компресорі вказаного газотурбінного двигуна, для участі в приведенні в дію допоміжного (Те) устаткування. Переважно повітряна турбіна розташована співісно вказаному електродвигуну. Бажано, щоб статор електродвигуна був вбудований в корпус вказаної повітряної турбіни, а ротор електродвигуна вбудований о в блок, що обертається. о 20 Під терміном "вбудований" мається на увазі, що корпус несе статор електродвигуна, а ротор встановлений на блоці, що обертається, співісний осі обертання повітряної турбіни, без використовування спеціальних т» підшипників електродвигуна, що додає приводу компактність і легкість.
Згідно іншої особливості винаходу привід додатково містить клапан регулювання витрати повітря, відбираного від компресора. Цей клапан знаходиться в закритому положенні під час фази запуску газотурбінного 29 двигуна і у відкритому положенні після завершення запуску.
ГФ) Дане рішення забезпечує живлення повітрям повітряної турбіни у фазах польоту обладнаного нею апарату, що дозволяє, щонайменше, частково розвантажити електродвигун і тим самим зменшити розмір і о енергоспоживання цього електродвигуна. Заощаджена при цьому електроенергія може використовуватися на інші потреби. 60 В оптимальному варіанті здійснення винаходу привід виконаний з можливістю відбору повітря від компресора з достатньою витратою, для того, щоб забезпечувати функціонування насоса з приводом тільки від однієї повітряної турбіни у разі відсутності електроживлення або відмови вказаного електродвигуна і для продовження польоту.
Ротор електродвигуна встановлений на стінці блоку, що обертається, а статор встановлений на стінці 62 корпусу.
Блок, що переважно обертається, містить вал, який механічно приєднаний до допоміжного устаткування і підтримується підшипниками, розміщеними між валом і корпусом.
Згідно першому прикладу виконання винаходу повітряна турбіна є турбіною осьодоцентрового типу, а блок,
ЩО обертається, містить на вільному кінці валу колесо, на периферії якого встановлені лопатки осьодоцентрового профілю.
Згідно першому варіанту першого прикладу виконання прохід для повітряного потоку уздовж лопаток обмежений зовні стінкою, яка жорстко сполучена з краями лопаток і продовжена в осьовому напрямі по ходу повітряного потоку циліндровою втулкою, навкруги якої встановлений ротор електродвигуна. 70 Згідно другому варіанту першого прикладу виконання колесо забезпечено по радіальному зовнішньому краю лопаток циліндричною втулкою, яка орієнтована по осі в напрямі, протилежному напряму повітряного потоку, і розташована в циліндричній порожнині, виконаній в корпусі навколо підшипників. При цьому ротор електродвигуна встановлений всередині даної втулки.
Згідно другому прикладу виконання винаходу повітряна турбіна є турбіною осьового типу і містить, щонайменше, один вінець нерухомих лопаток, які орієнтовані радіально всередину від корпусу, і вінець рухомих (робочих) лопаток, які орієнтовані радіально назовні від барабана, жорстко сполученого з валом. Ротор електродвигуна при цьому встановлений усередині барабана, а статор встановлений навкруги циліндрової втулки, пов'язаної з корпусом конструктивними зв'язками.
Згідно третьому прикладу виконання винаходу повітряна турбіна є турбіною осьового типу і містить вінець 2о розподільних лопаток і вінець рухомих лопаток, розташованих на периферії колеса. Колесо орієнтовано радіально назовні від середньої зони валу, і кожний його кінець підтримується підшипником. Проточна частина для повітряного потоку обмежена позаду вінця рухомих лопаток двома обичайками, створюючими опорну конструкцію для одного з підшипників, а ротор електродвигуна встановлений на одній стороні колеса. Повітряний зазор електродвигуна розташований в радіальній площині. с
Згідно ще одному переважному варіанту виконання передбачений другий електродвигун, ротор якого о встановлено на другій стороні колеса.
Приклади здійснення цього винаходу, його додаткові особливості і переваги будуть докладніше описані нижче з посиланнями на прикладені креслення, на яких:
Фіг1 зображає на вигляді збоку відомий газотурбінний двигун, що містить додатковий корпус для «Е зо допоміжного устаткування, що приводиться через сполучний вал,
Фіг.2 зображає на вигляді збоку інший відомий газотурбінний двигун, що містить додатковий корпус для со допоміжного устаткування, що приводиться через сполучний вал, о
Фіг.3 зображає на вигляді спереду газотурбінний двигун по Фіг.2,
ФігАА зображає принципову схему газотурбінного двигуна "повністю електрифікованого типу", що містить ме) привід паливного насоса в відповідності з винаходом, ї-
Фіг.48, подібна Фіг.4А, зображає варіант виконання приводу по винаходу,
Фіг.5 зображає привід по винаходу в першому прикладі виконання,
Фіг.6 зображає варіант першого прикладу виконання приводу,
Фіг.7 ілюструє другий приклад виконання приводу по винаходу, «
Фіг.8 ілюструє третій приклад виконання приводу по винаходу, з с Фіг.9 подібна Фіг.б і зображає редуктор, розташований між валом приводу і валом паливного насоса.
Й На Фіг.1-3 зображений відомий газотурбінний двигун 1 з віссю Х, що містить додатковий корпус З для и?» допоміжного устаткування, розташований під корпусом 4 газотурбінного двигуна 1. Розміщені в додатковому корпусі З елементи допоміжного устаткування приводяться за допомогою радіального сполучного валу 5 і передачі між валами з пересічними осями. Сполучний вал 5 приводиться в обертання розташованим уздовж осі -І Х валом, який зв'язує турбіну газотурбінного двигуна 1 з компресором. Основними елементами допоміжного устаткування, розміщеними в додатковому корпусі 3, є генератор струму, паливний насос, змащувальний насос, ік гідравлічні насоси і електричний або пневматичний пускач. Всі ці елементи приводяться в дію механічним о шляхом за допомогою відповідних кінематичних ланцюгів. Таким чином, як показано на Фіг.2 і 3. додатковий
Корпус З має значний об'єм і істотно збільшує лобову поверхню газотурбінного двигуна 1, особливо, якщо це со однокорпусний газотурбінний двигун малої потужності. Маса додаткового корпусу і допоміжного устаткування ї» може досягати в двигунах малої потужності 2095 загальної маси газотурбінного двигуна 1.
Для зменшення маси і лобової поверхні такого газотурбінного двигуна доцільно використовувати привід елементів допоміжного устаткування на базі електродвигунів, живлених струмом від з'єднаного в Генератора-пускача газотурбінного двигуна 1, розташованого на осі Х, ротор якого жорстко сполучений з ротором газотурбінного двигуна 1. В цьому випадку елементи допоміжного устаткування можна розмістити в
Ф) будь-якому місці усередині крил або в пілоні підвіски газотурбінного двигуна 71, а використовування ка електродвигуна дає переваги в спрощенні управління допоміжним устаткуванням. При цьому можуть бути усунені додатковий корпус З і сполучний вал 5. 60 Головна незручність приводу допоміжного устаткування на основі електродвигуна полягає в тому, що у разі виходу з ладу цього електродвигуна або у разі неполадок в ланцюзі живлення цього двигуна порушується робота допоміжного устаткування. Якщо допоміжне устаткування представляє собою паливний насос, припиняється подача палива в камеру згоряння, що приводить до припинення її функціонування.
Задачею винаходу, як згадувалося вище, є створення приводу допоміжного устаткування, і особливо б5 паливного насоса, який забезпечує функціонування допоміжного устаткування у разі несправності електродвигуна або відмов в його живленні електрикою.
На Фіг4А і 488 схемно показаний "повністю електрифікований" газотурбінний двигун 10 з віссю Х. Він містить камеру згоряння 11, в яку подаються повітря (від компресора 12) і паливо (від паливного насоса 13).
Гарячі гази, що виходять з камери згоряння 11, приводять в обертання турбіну 14, пов'язану з компресором 12 валом 15. Газотурбінний двигун 10 оснащений також інтегрованим пускачем-генератором 16 з віссю Х, розташованим на рівні холодних зон компресора 12. Паливний бак 17 пов'язаний з насосом 13 трубопроводом 18.
Паливний насос 13 приводиться в дію приводом 20, який містить електродвигун 21 і повітряну турбіну 22, переважно співісну з електродвигуном 21. Вхідний патрубок 23 турбіни пов'язаний з компресором 12 за 7/0 допомогою трубопроводу 24 відбору повітря, в який вбудований двоходовий клапан 25 регулювання витрати.
Клапан управляється пристроєм цифрового управління Гадес (Еш Ашогйу Оідна! ЄЕпдіпе Сопігої) газотурбінного двигуна 10, не представленим на кресленні.
Привід 20 працює таким чином.
У фазі запуску газотурбінного двигуна 10 клапан 25 регулювання витрати знаходиться в закритому 7/5 положенні. Пускач-генератор 16 працює в режимі пускача і живлеться струмом від допоміжної силової установки, не показаної на кресленні. Електродвигун 21 під час фази запуску також живлеться струмом від допоміжної силової установки. Ротор газотурбінного двигуна 10 починає обертатися в режимі запуску, і камера згоряння 11 живлеться повітрям від компресора 12. Паливо вприскується в камеру згоряння 11 паливним насосом 13, який приводиться в дію електродвигуном 21 під управлінням пристрою Еадес. Після завершення запуску 2о пускач-генератор 16 переводиться в режим генератора струму. Як тільки досягнутий режим малого газу, генератор 16 подає достатньо електричної енергії для живлення електродвигуна 21 приводу паливного насоса 13 ї електродвигунів приводу іншого допоміжного устаткування, так що газотурбінний двигун 10 працює в автономному режимі без допомоги допоміжної силової установки.
Клапан 25 регулювання витрати, призначений для регулювання витрати повітря, відбираного від компресора с р 12, і керований пристроєм ЕРадес переводиться у відкрите положення, і повітряна турбіна 22 забезпечує механічну енергію для роботи паливного насоса 13 у всьому діапазоні польоту. і)
Повітряна турбіна 22 спроектована таким чином, що у разі неполадок в електричній системі генератора 16 або в електродвигуні 21 вона одна може давати достатню аварійну потужність для роботи паливного насоса 13.
Це повинне дозволити літаку або іншому літальному апарату, обладнаному газотурбінним двигуном 10, «г зо продовжити політ або повернутися на базу, хоча 6 на низькій швидкості.
Фіг.5-9 ілюструють приклади електропневматичного виконання приводу 20 шестерінчастого насоса 13. со
Згідно першому прикладу виконання по Фіг.5 і 6 повітряна турбіна 22 є турбіною осьодоцентрового типу. о
Вона містить вал З0 з віссю У, на одному кінці якого є шліцьове розточування 31 для з'єднання з привідним валом 32 однієї із зубчатих шестерень 33 шестерінчастого насоса 13. Вал 30 встановлений в двох підшипниках (22)
ЗЗа і 330 в розточуванні 34 корпусу 35 повітряної турбіни 22. На іншому кінці валу 30, протилежному ї- шестерінчастому насосу 13, виконано колесо 36 аеродинамічного профілю. На периферії колеса 36 виконані лопатки 37 осьодоцентрового профілю, що відходять радіально назовні. Зовнішні (в радіальному напрямі) вхідні кромки 38 лопаток 37 розділяють потік повітря, що поступає від вхідного патрубка 23, на повітряні струмені, які течуть між лопатками 37 і виходять паралельно осі У на виході лопаток. «
Згідно першому варіанту першого прикладу виконання по Фіг.5 прохід для повітряних струменів (повітряного з с потоку) уздовж лопаток 37 обмежений із зовнішньої сторони стінкою 40, яка жорстко сполучена з лопатками і має аеродинамічний профіль. Ця стінка 40 продовжена в осьовому напрямі по ходу повітряного потоку циліндричною ;» втулкою 41 з віссю У. На втулці 41 встановлений ротор 42 електродвигуна 21, а статор 43 цього електродвигуна встановлений в розточуванні 44, виконаному в корпусі 35 напроти циліндричної втулки 41. Електродвигун 21 не
Містить ніяких спеціальних підшипникових опор. В цьому варіанті виконання вал ЗО і колесо Зб виконані, як -І одне ціле.
Згідно другому варіанту першого прикладу здійснення винаходу по Фіг.б кінець валу 30, видалений від ік шестерінчастого насоса 13, посаджений в розточуванні лопатного колеса 36. Це колесо 36 забезпечено по о радіальному зовнішньому краю лопаток 37 циліндричною втулкою 41, яка має вісь У. Втулка 41 проходить по осі 5р В напрямі, протилежному напряму повітряного потоку на виході лопаток 37 і продовжує вхідні кромки 38 лопаток со 37. Циліндрична втулка 41 розташована в циліндричній порожнині 45, яка виконана в корпусі 35 навколо опори ї» 46 підшипників ЗЗа і 3365 і відкрита в осьовому напрямі з боку колеса 36.
Ротор 42 електродвигуна 21 встановлений усередині циліндричної втулки 41 і оточує статор 43, який встановлений в циліндричній порожнині 45 навкруги опори 46 підшипників ЗЗа і 3360.
В прикладах виконання по Фіг.5 і б між підшипниками ЗЗа і 336 розташована розпірна втулка 47. Ці підшипники ЗЗа і З33Юр утримуються на валу 30 відомим чином, за допомогою заплечиків і пружинних кілець, (Ф, взаємодіючих з канавками. ка Фіг.7 зображає привід 20 шестерінчастого насоса 13 в другому прикладі виконання. Тут повітряна турбіна 22 виконана у вигляді осьової турбіни і містить барабан 50, виконаний на вільному кінці валу ЗО, встановленого в бо підшипниках 33 а, 330 в розточуванні 34 корпуси 35 повітряної турбіни 22. Вал 30 також містить шліцьове розточування 31 для з'єднання з привідним валом 32 однієї із зубчатих шестерень 33 шестерінчастого насоса 13.
Барабан 50 забезпечений на своїй периферії двома вінцями робочих лопаток 51, 52, орієнтованих радіально назовні. Частина корпусу 35, оточуюча барабан 50, забезпечена першим вінцем нерухомих, або направляючих лопаток 53, розташованих між вхідним патрубком 23 і вінцем рухомих лопаток 51, і другим вінцем нерухомих б5 лопаток 54, які орієнтовані радіально всередину і розташовані між вінцем рухомих лопаток 51 і вінцем рухомих лопаток 52. Ця частина корпусу містить також декілька конструктивних зв'язків 55, які орієнтовані радіально всередину і розташовані позаду другого вінця рухомих лопаток 52, сполучаючи зовнішній корпус 35 з внутрішньою конструкцією 57, від якої усередині барабана 50 відходить в осьовому напрямі циліндрична втулка 56. Статор 43 електродвигуни 21 встановлений зовні на циліндричній втулці 56, а його ротор 42 встановлений в внутрішній проточці барабана 50.
Фіг.9 зображає привід 20, аналогічний описаному вище. Єдина відмінність полягає в тому, що вал 30 повітряної турбіни виконаний суцільним і має на своїй периферії зубчатий вінець 64, який зачіпляється з шестернею 65, жорстко сполученою з привідним валом 32 однієї з шестерень 33 шестерінчастого насоса 13.
Зубчатий вінець 64 і шестерня 65 грають роль редуктора швидкості. 70 Фіг.8 ілюструє привід 20 в третьому прикладі виконання. Повітряна турбіна 22 є турбіною осьового одноступінчатого типу і містить вінець нерухомих направляючих лопаток 53, розташованих на виході вхідного патрубка 23 по напряму руху повітряного потоку в повітряній турбіні 22. Вінець робочих лопаток 51 розташований за вінцем направляючих лопаток 53. Робочі лопатки 51 орієнтовані радіально назовні від периферії суцільного колеса 60, що відходить радіально назовні від середньої зони валу 30, підтримуваного на 7/5 Кінцях підпшпниками ЗЗа, З3р. Ближній до вхідного патрубка 23 кінець валу 30 містить шліцьове розточування 31 для з'єднання з привідним валом 32 зубчатої шестерні 33 шестерінчастого насоса 13.
Проточна частина для повітряного потоку обмежена позаду вінця робочих лопаток 51 двома обичайками 61, 62, створюючими опорну конструкцію для підшипника 33 а. В зовнішній обичайці 62 виконаний вихідний повітряний патрубок 63.
В кожній радіальній поверхні колеса 6бО виконано кільцеве гніздо, в якому встановлений ротор 42 електродвигуна з радіальним повітряним зазором. Статор 43 цього двигуна встановлений в розточуванні корпусу або обичайки 61.
Таким чином, привід 20 відповідно до третього прикладу виконання містить два електродвигуни, розташовані по обидві сторони від центральної радіальної площини колеса 60. сч
В трьох описаних прикладах виконання електродвигун 21 вбудований всередину повітряної турбіни 22 і не містить спеціальних підшипників між ротором 42 і статором 43. Підшипники ЗЗа і 336 виконують функцію і) центрування елемента повітряної турбіни, що обертається, 22 щодо корпусу 35 і, тим самим, функцію центрування ротора 42 щодо статора 43. За рахунок цього привід 20 шестерінчастого насоса 13 є компактним, надійним і легким. «Е зо Електродвигун приводу є двигуном відомого типу, без щітки колектора, асинхронний, з постійними магнітами або, альтернативно, з регульованим магнітним опором. со
Слід зазначити, що шестерінчастий насос 13 може бути скомпонований з приводом 20 в закінчений модуль, о готовий до установки і легкий для заміни. (22)
Зо
Claims (1)
- Формула винаходу -1. Привід допоміжного устаткування типу паливного насоса (13) або змащувального насоса в газотурбінному двигуні (10), що містить електродвигун (21), забезпечений статором (43) і ротором (42), який відрізняється « 70 ТИМ, що додатково містить повітряну турбіну (22), забезпечену корпусом (35) і обертовим блоком (30, 36, 50), з с причому ротор та обертовий блок механічно приєднані до насоса (13), а повітряна турбіна призначена для живлення повітряним потоком, відібраним в компресорі (12) газотурбінного двигуна (10), для забезпечення дії в :з» приведенні насоса.2. Привід за п. 1, який відрізняється тим, що додатково містить клапан (25) регулювання витрати повітря, відібраного від компресора (12), причому цей клапан знаходиться в закритому положенні під час фази запуску -І газотурбінного двигуна (10) і у відкритому положенні після завершення запуску.З. Привід за будь-яким із пп. 1-2, який відрізняється тим, що повітряна турбіна (22) розташована ре) співвісно електродвигуну.о 4. Привід за п. 3, який відрізняється тим, що статор (43) електродвигуна вбудований у корпус (35) повітряної турбіни, а ротор (42) електродвигуна вбудований у обертовий блок. (ее) 5. Привід за п. 4, який відрізняється тим, що ротор (42) електродвигуна (21) встановлений на стінці (41) Їх» обертового блока, а статор (43) установлений на стінці корпусу (35).6. Привід за п. 5, який відрізняється тим, що обертовий блок містить вал (30), механічно приєднаний до допоміжного устаткування і підтримується підшипниками (ЗЗа, 335), розміщеними між валом (30) і корпусом (35).7. Привід за п. 6, який відрізняється тим, що повітряна турбіна (22) є турбіною віседоцентрового типу, а обертовий блок містить на вільному кінці вала (30) колесо (36), на периферії якого встановлені лопатки (37) (Ф) віседоцентрового профілю. ГІ 8. Привід за п. 7, який відрізняється тим, що прохід для повітряного потоку між лопатками (37) обмежений зовні стінкою (40), яка жорстко сполучена з краями лопаток (37) і продовжена в осьовому напрямі по ходу во повітряного потоку циліндричною втулкою (41), навколо якої встановлений ротор (42) електродвигуна (21).9. Привід за п. 7, який відрізняється тим, що колесо (36) забезпечено по радіальному зовнішньому краю лопаток (37) циліндричною втулкою (41), яка орієнтована по осі в напрямі, протилежному напряму повітряного потоку, і розташована в циліндричній порожнині (45), виконаній у корпусі (35) навколо підшипників (ЗЗа, 335), а ротор (42) електродвигуна (21) установлений всередині втулки (41). 65 10. Привід за п. 6, який відрізняється тим, що повітряна турбіна (22) є турбіною осьового типу і містить щонайменше один вінець нерухомих лопаток (53, 54), які орієнтовані радіально всередину від корпусу (35), і вінець робочих лопаток (51, 52), які орієнтовані радіально назовні від барабана (50), жорстко сполученого з валом (30), ротор (42) електродвигуна (21) встановлений усередині барабана (50), а статор (43) встановлений навколо циліндричної втулки (56), з'єднаної з корпусом (35) конструктивними зв'язками (55).11. Привід за п. 6, який відрізняється тим, що повітряна турбіна (22) є турбіною осьового типу і містить вінець розподільних лопаток і вінець робочих лопаток (51), розташованих на периферії колеса (60), орієнтованого радіально назовні від середньої зони вала (30), причому кожний кінець вала підтримується відповідним підшипником (ЗЗа, 335), а проточна частина для повітряного потоку обмежена позаду вінця робочих лопаток (51) двома обичайками (61, 62), що створюють опорну конструкцію для одного з підшипників (З3За), тоді 7/0 як ротор (42) електродвигуна (21) встановлений на одній стороні колеса (60), при цьому повітряний зазор в електродвигуні розташований у радіальній площині.12. Привід за п. 11, який відрізняється тим, що містить другий електродвигун, ротор (42) якого встановлений на іншій стороні колеса (60).13. Привід за будь-яким із пп. 1-12, який відрізняється тим, що насос (13) є шестерінчастим насосом і /5 утворює із системою закінчений модуль, готовий до установки і легкий для заміни. с (8) « с «в) (22) і - -с . и? -І се) («в) о 50 с» Ф) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0209028A FR2842564B1 (fr) | 2002-07-17 | 2002-07-17 | Assistance et secours a l'entrainement electrique d'accessoires dans un turbomoteur |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA79084C2 true UA79084C2 (uk) | 2007-05-25 |
Family
ID=29763898
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2003076686A UA79084C2 (uk) | 2002-07-17 | 2003-07-15 | Привід допоміжного устаткування |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7040082B2 (uk) |
EP (1) | EP1382817B1 (uk) |
JP (1) | JP4115902B2 (uk) |
CA (1) | CA2434492C (uk) |
DE (1) | DE60304135T2 (uk) |
FR (1) | FR2842564B1 (uk) |
RU (1) | RU2321761C2 (uk) |
UA (1) | UA79084C2 (uk) |
Families Citing this family (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2005042948A2 (en) * | 2003-09-12 | 2005-05-12 | Honeywell International Inc. | Air turbine starter with unitary inlet and stator |
US6991425B2 (en) | 2003-09-12 | 2006-01-31 | Honeywell International, Inc. | Air turbine starter with unitary inlet and stator |
GB0415376D0 (en) * | 2004-07-09 | 2004-08-11 | Rolls Royce Plc | A turbine engine arrangement |
FR2878287B1 (fr) * | 2004-11-25 | 2009-05-22 | Snecma Moteurs Sa | Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere |
US20060137355A1 (en) * | 2004-12-27 | 2006-06-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan driven emergency generator |
NL2000189C2 (nl) * | 2006-08-18 | 2008-02-19 | Micro Turbine Technology B V | Reactieturbine met generator. |
DE102006041325A1 (de) * | 2006-09-01 | 2008-03-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Generator-Starter-System für ein Mehrwellentriebwerk |
EP1905948B1 (en) * | 2006-09-12 | 2012-10-24 | Cryostar SAS | Power recovery machine |
FR2919442B1 (fr) * | 2007-07-27 | 2011-01-07 | Ge Energy Products France Snc | Volant d'inertie a lancement progressif. |
FR2919673B1 (fr) * | 2007-07-30 | 2014-02-28 | Hispano Suiza Sa | Assistance et secours a l'entrainement electrique d'une pompe a carburant dans un turbomoteur |
US20090051167A1 (en) * | 2007-08-22 | 2009-02-26 | General Electric Company | Combustion turbine cooling media supply method |
KR100774568B1 (ko) * | 2007-09-10 | 2007-11-08 | 황창성 | 유압식 터빈밸브 제어장치 |
GB0806898D0 (en) * | 2008-04-16 | 2008-05-21 | Turbine Developments Ni Ltd | A combustion chamber cooling method and system |
IT1399882B1 (it) * | 2010-05-14 | 2013-05-09 | Nuova Pignone S R L | Turboespansore per sistemi di generazione di potenza |
US20110303390A1 (en) * | 2010-06-14 | 2011-12-15 | Vykson Limited | Combustion Chamber Cooling Method and System |
US9151180B2 (en) * | 2010-06-15 | 2015-10-06 | Hamilton Sundstrand Corporation | Lubrication driven gas turbine engine actuation system |
JP5716352B2 (ja) * | 2010-10-29 | 2015-05-13 | いすゞ自動車株式会社 | ターボ過給システム |
US8519555B2 (en) | 2010-11-29 | 2013-08-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combination low spool generator and ram air turbine generator |
GB201102772D0 (en) * | 2011-02-17 | 2011-03-30 | Rolls Royce Goodrich Engine Control Systems Ltd | Pumping arrangement |
JP5941744B2 (ja) * | 2012-04-27 | 2016-06-29 | 株式会社Ihiエアロスペース | 発電システム |
US20140026871A1 (en) * | 2012-07-27 | 2014-01-30 | Gary Haven | Supercharger Control Device |
ITFI20120161A1 (it) * | 2012-08-03 | 2014-02-04 | Nuovo Pignone Srl | "dual-end drive gas turbine" |
GB201407743D0 (en) | 2014-05-02 | 2014-06-18 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fuel system |
US10125692B2 (en) * | 2014-08-22 | 2018-11-13 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine system having a disengageable electric machine |
JP6580866B2 (ja) * | 2015-05-29 | 2019-09-25 | Ntn株式会社 | エアタービン駆動スピンドル |
US10011283B2 (en) * | 2016-06-28 | 2018-07-03 | Ford Global Technologies, Llc | System and method for driving vehicle accessories |
US20180030900A1 (en) * | 2016-08-01 | 2018-02-01 | Honeywell International Inc. | Air Turbine Starter with Integrated Motor for Main Engine Cooling |
US20180050812A1 (en) * | 2016-08-16 | 2018-02-22 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft fuel pump systems |
US20180093760A1 (en) * | 2016-10-05 | 2018-04-05 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flight control pump systems |
US10914242B2 (en) * | 2017-11-28 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Complex air supply system for gas turbine engine and associated aircraft |
RU2727655C2 (ru) * | 2018-06-13 | 2020-07-22 | Никита Владимирович Гусев | Малоразмерный газотурбинный двигатель |
US10914234B1 (en) * | 2019-08-23 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine and method for operating same |
WO2021039902A1 (ja) | 2019-08-30 | 2021-03-04 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジン |
US20220403785A1 (en) | 2019-08-30 | 2022-12-22 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine engine |
JP2021127731A (ja) | 2020-02-14 | 2021-09-02 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジン |
JP7455706B2 (ja) | 2020-09-04 | 2024-03-26 | 三菱重工業株式会社 | ポンプ装置 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2939017A (en) * | 1949-07-14 | 1960-05-31 | Bendix Aviat Corp | Air driven power supply |
BE567824A (uk) * | 1957-05-20 | |||
FR1390923A (fr) * | 1963-05-16 | 1965-03-05 | Neu Sa | Turbine de détente pour récupération d'énergie de gaz chauds poussiéreux sous pression |
US4503666A (en) * | 1983-05-16 | 1985-03-12 | Rockwell International Corporation | Aircraft environmental control system with auxiliary power output |
DE3528519A1 (de) * | 1985-08-08 | 1987-02-19 | Kloeckner Humboldt Deutz Ag | Gasturbinentriebwerk mit einer generatoreinrichtung |
US5285626A (en) * | 1992-03-20 | 1994-02-15 | Woodward Governor Company | Drive for main engine auxiliaries for an aircraft gas turbine engine |
GB9415436D0 (en) * | 1994-07-30 | 1994-09-21 | Provost Michael J | Auxiliary gas turbine engines |
US5577385A (en) * | 1995-09-11 | 1996-11-26 | Kapich; Davorin D. | Electropneumatic engine supercharger system |
US5899085A (en) * | 1997-08-01 | 1999-05-04 | Mcdonnell Douglas Corporation | Integrated air conditioning and power unit |
US6145314A (en) * | 1998-09-14 | 2000-11-14 | Turbodyne Systems, Inc. | Compressor wheels and magnet assemblies for internal combustion engine supercharging devices |
-
2002
- 2002-07-17 FR FR0209028A patent/FR2842564B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-07-08 CA CA2434492A patent/CA2434492C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-10 JP JP2003272739A patent/JP4115902B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-11 EP EP03291734A patent/EP1382817B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-11 DE DE60304135T patent/DE60304135T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-14 US US10/617,656 patent/US7040082B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-15 UA UA2003076686A patent/UA79084C2/uk unknown
- 2003-07-15 RU RU2003122558/06A patent/RU2321761C2/ru active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2842564B1 (fr) | 2006-01-21 |
EP1382817B1 (fr) | 2006-03-22 |
US20040011018A1 (en) | 2004-01-22 |
EP1382817A1 (fr) | 2004-01-21 |
JP2004132359A (ja) | 2004-04-30 |
RU2321761C2 (ru) | 2008-04-10 |
RU2003122558A (ru) | 2005-01-10 |
US7040082B2 (en) | 2006-05-09 |
CA2434492C (fr) | 2011-05-31 |
JP4115902B2 (ja) | 2008-07-09 |
FR2842564A1 (fr) | 2004-01-23 |
DE60304135T2 (de) | 2007-03-08 |
DE60304135D1 (de) | 2006-05-11 |
CA2434492A1 (fr) | 2004-01-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA79084C2 (uk) | Привід допоміжного устаткування | |
EP3354881B1 (en) | Gas turbine engine dual towershaft accessory gearbox and starter generator assembly | |
US8198744B2 (en) | Integrated boost cavity ring generator for turbofan and turboshaft engines | |
EP1458967B1 (en) | Gas turbine engine with offset drive | |
US7886544B2 (en) | Propeller or propeller drive | |
EP3597885B1 (en) | Gear train architecture for a multi-spool gas turbine engine | |
EP3575573B1 (en) | Hybrid amplification of high spool motoring via low spool power extraction and motoring of a differential geared generator | |
US10364752B2 (en) | System and method for an integral drive engine with a forward main gearbox | |
EP3957843A1 (en) | Hybrid through-flow gas turbine engine with electric motor and electric generator | |
BR112016005119B1 (pt) | Sistema de arranque de emergência de turbo-máquinas de aeronave, aeronave e método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave | |
CN115853666A (zh) | 具有可变桨距风扇的涡轮发动机 | |
JPH0687640U (ja) | ガスタービンエンジン | |
CN114945737A (zh) | 飞行器发动机的燃料供给回路 | |
EP3910174A1 (en) | Reverse-flow gas turbine engine with electric motor | |
EP4286657A1 (en) | Gas turbine engine with electric machine in engine core | |
US20240093773A1 (en) | Compact accessory gearbox comprising an integrated electric machine | |
RU2358138C1 (ru) | Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель | |
RU2358119C1 (ru) | Винтовентиляторный авиационный двигатель | |
RU2150016C1 (ru) | Комбинированный воздушно-реактивный двигатель |