Патент ссср 189691
Иллюстрации
Реферат
ОПИСАЙИ Е
ИЗОБРЕТЕНИЯ
К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ
l8969l
Союз Советских
Социалистических
Республик
Зависимое от явт. свидетельств;; . &
Кл. 62с, 15/01
Заявлено 11.1Х.1964 (№ 920334/40-23) с присоединением заявки №
11рпо1> птст
МПК В 64d
УДК 629.13.01/06
Комитет ло делам изобретений и открытий лри Совете отиииотров
СССР
Опубликовано ЗО.Х1.1966. Бюллетень № 24
Дата опублш, BTOP bl изобретения
Б. Б, Некр
Заявитель Военно-воздушная инженерная академия имени проф. Н. Е. Жуковского
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАПУСКА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Известны устройства для запуска авиационных двигателей с помощью наземного источника гидравлической энергии, гпдромоторя гидромеханического привода самолетного генератора переменного тока и тормозного устройства на валу генератора. Однако с увеличением мощности, а следовательно, и веса авиационных двигателей мощность, развиваемая при помощи этих устройств, мо)кет оказаться недостаточной для быстрой раскрутки ротора и запуска двигателя. Запуск двигателя осложняется также тем, что при переходе от стартерного к генераторному режиму необходимо с помощью тормозного устройства менять направление вращения вала генератора.
Особенность описываемого устройства заключается в том, что, с целью сохранения направления вращения вала генератора при переходе от стартерного к генераторному режиму, гидронасос п гидромотор трубопроводом последовательно присоединены к входному штуцеру источника гидравлической энергии, а па входной части трубопровода установлены обратный и перепускной клапаны.
На чертеже схематически изображено устройство для запуска авиационного двигателя.
Вал 1 двигателя соединен с водилом 2 сателлитов, вал 3 генератора — с солнечной шестерней 4, а коронная шестерня 5 через зубчатую передачу 6 связана с гидромотором 7.
Вал двигателя соединен зубчатой передачей 8 с гидронясосом 9. (Сплошными лшп1ямп со стрелками показан путь рабочей жидкости прп стартерном режиме. пунктирными — прп геператорном режиме).
Прп стартерном режиме рабочая жидкость под давлением от источника гидроэнергии подводится через входной штуцер с клапаном 10 и «рап 11 к гидронасосу 9, который, работая
10 в режиме гидромотора, передает вращение валу двигате. ч.
Рабочая жидкость, отдав основную часть своей энерпш гндронасосу 9, проходпг далее через п.дромотор 7, приводя его во вряшеште
1 без нагрузки, и направляется ь бяк 12, откуда возвращается через штуцер 18 к источнику гидравлической энерпш.
В процессе запуска двшатсля звенья дифференциального механизма, я следовательно, и гидромашины вращаются в том же направлении, что и при режиме малого гязя. Генератор во время запуска отключен, и его вял не тормозится.
При генераторном режиме крап 11 закрыт.
При оборотах менее расчетных рабочая жидкость циркулирует через обратный клапан 14, а прп оборотах. более расчетных — - через пе-, репускной клапан 15. Последний связан с механизмом регулирования гидронасоса 9 и от3О крывается в тех случаях, когда этот насоспе189691
Предмет изобретения
Составитель Н. С. Лесковой
Редактор Л, В, Калашникова Техред Л. Бриккер Корректоры: М. П. Ромашова и О. Б. Тюрина
Заказ 4151у11 Тираж 700 Формат бум. 60)j90 /8 Объем 0,16 изд. л. Подписное
ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР
Москва, Центр. пр. Серова, д. 4
Типография, пр Сапунова, 2 реходит в режим гидромотора, а направление движения рабочей жидкости меняется на обратное.
Устройство для запуска авиационного двигателя, включающее в себя гидронасос и гидромотор, соединенные зубчатыми механизмами соответственно с валом авиационного дви-, гателя и валом генератора, трубопровод со штуцером для присоединения к аэродромному или бортовому источнику гидравлической энергии, отличающееся тем, что, с целью сохранения направления вращения вала генератора при переходе от стартерного к генераторному режиму, гидронасос и гидромотор трубопроводом последовательно присоединены к входному штуцеру источника гидравлической энергии, а на входной части трубопровода установлены обратный и перепускной клапаны.