189690

О П И С А Н И Е 18969 ОИЗОБРЕТЕНИЯК АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ Союа Советскнх Социалистических РеспубликЗависимое от явт, свидетельсгваКл, 62 с, 15,01 Заявлено 11.1 Х.1964 ( 920333/40-23)с присоединением заявкиПриоритет 1 ПК В 64 Комитет по деламобретений н открцтнйрн Совете МнннстравСССР ДК 629.1С 1,03ковано ЗО,Х 1,1966, Бюллетень2 ата опубликования описания 10. Авторыизобретен красов, А, Г. Полюшков и Г Б а емия имен НОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЯ ЗАПУСКА АВИ УСТРОЙ Заявитель Военно-воздушная инженер Известны устройства для запуска авиационных двигателей с помощью наземного или оортового источника гидравлической энергии и гидромотора гидромеханического приводя самолетного генератора переменного тока. Однако при увеличении мощности, а следовательно, и веса авиационных двигателей мощность, развиваемая на стартерном режиме при помощи этих устройств, может оказаться недостаточной для быстрой раскрутки ротора и запуска двигателя.Особенность описываемого устройства заключается в том, что, с целью увеличения мощности, подаваемой при стартерном режиме на вал двигателя, во входной и выходной части трубопровода гидромеханнческого привода генератора переменного тока вмонтированы перепускные краны для подвода рабочей жидкости под давлением от источника гидравлической энергии одновременно к обеим гидравлическим машинам, соединенным па- раллельно и работающим при этом в режиме гидромотора,На фиг. 1 схематически представлено устройство для запуска двигателя; ня фиг. 2 - схема действия перепускного крана.Вал 1 авиационного двигателя соединен с водилом сателлитов 2, вал генератора - с солнечной шестерней 8, а коронная шестерня 4 через зубчатую передачу 5 связана с гидромотором б. От вала двигателя предусмотрена зубчатая передача 7 к гидронасосу 8 (сплошными линиями со стрелками показан путь рабочей жидкости при стартерном режиме, пунктнрнымн стрелками - при Генеряторном режиме).При стартерном режиме рабочая жидкостьпод давлением от источника гидравлической энергии через входной штуцер с клапаном у подводится к гидравлической системе привода генератора, и по завершении цикла работы через штуцер 10 отводится обратно к источнику гидравлической энергии. Далее рабочая жидкость поступает одновременно к гидронасосу 8 и через кран 11 - к гидромотору 6. Вал генератора прп этом тормозится автоматическим тормозным устройством 12, кран 18 закрыт, а краны И и 15 открыты. На первом эапе запуска, пока в работ нс вступила турбина, гидромашипы работают кяк гидро- моторы и вращают вал авиационного двигателя. Из гндромашин жидкость через кран И поступает в бак 16, а из него возвращается к источнику гидравлической энергии,На первом этапе стартерного режима направление вращения гпдромоторя противоположно направлению вращения его ня генер- торном режиме. Поэтому в процессе запуска вращение гид 1. омотора должно смениться на о обратное. На втором этапе запуска, когда вфиг. 3 Состав и тель Н, С. Л ее ко вой Редактор Л. В. Калашникова Техред Л. Бриккер Корректоры: М. П. Ромашоваи О. Б, Тюрина Заказ 4151/10 Тираж 700 Формат бум. б 090 ь/з Объем 0,1 б изд. л, ПодписноеЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий прн Совете Министров СССРМосква, Центр, пр. Серова, д. 4 Типография, пр, Сапунова, 2 работу вступает турбина, вал генератора растормаживается, кран 11 (см. фиг, 2) постепенно закрывается, переходя из положения а в положение б, в связи с чем подача жидкости к гидромотору уменьшается; уменьшается и момент, передаваемый от гидромотора валу двигателя. Е концу второго этапа запуска кран 11 ставится в положение б, гидромотор останавливается, а гидронасос 8, работая в режиме двигателя, продолжает передавать тот же вращающий момент, что и на первом этапе запуска. В начале третьего этапа запуска кран 13 открывается, а краны 14 и 15 закрываются. Кран 11 ставится в положение в, и тем самым подача гидравлической энергии прекращается, а двигатель постепенно разгоняется до оборотов малого газа, при этом система гидромеханического привода выходит на минимальные обороты генераорного режима. Устройство для запуска авиационного двигателя, включающее в себя гидронасос и гид ромотор, соединенные зубчатыми механизмами соответственно с валом авиационного двигателя и с валом генератора, тормозное устройство на валу генератора и трубопровод со штуцерами для присоединения к аэродромно му или бортовому источнику гидравлическойэнергии, отличающееся тем, что, с целью увеличения мощности, подаваемой на вал двигателя на стартерном режиме, гидронасос и гидромотор трубопроводом параллельно присое Б динены через запирающий и тройниковый перепускпой краны к входному штуцеру источника гидравлической энергии, а на трубопроводах, соединяющих гидронасос и гидромотор со сливным бачком, установлены запирающие 20 краны.