Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .пуск, зажигание – F02C 7/26

Способ запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя пусковым компрессором с воздушным клапаном включает запуск газотурбинного двигателя путем подачи сжатого пускового воздуха со стороны двойного воздухозаборника в компрессор. Запуск производят воздухом от пускового компрессора. После прекращения работы микрогазотурбинного двигателя повторно включают пусковой компрессор без подачи топлива и охлаждают камеру сгорания, турбину и подшипники ротора. Микрогазотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, компрессор, турбину, холодный воздуховод, горячий воздуховод, вал ротора. Устройство запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя содержит пусковой компрессор с воздушным клапаном, соединенный с компрессором микрогазотурбинного двигателя переходной муфтой, при этом пусковой компрессор и воздушный клапан находятся в двойном воздухозаборнике. Изобретение обеспечивает мягкую передачу вращающего момента на ротор двигателя, принудительное охлаждение камеры сгорания, турбины и подшипников ротора, тем самым увеличивается общий ресурс установки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Автоматизированный способ запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, в котором в смесесборник топливо подают из дополнительного топливного резервуара, в процессе подачи топлива его переводят в туманообразное состояние, в сформированном туманообразном состоянии смешивают с воздухом, образованную топливовоздушную смесь в такте всасывания подают в цилиндры с одновременной прокруткой коленчатого вала двигателя сжатым до 45-50 атм воздухом, поданным в цилиндры камеры сгорания в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки. Также представлена система запуска для осуществления способа. Изобретение позволяет повысить надежность запуска авиационных двигателей в условиях различного диапазона температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска водородной паротурбинной энергоустановки основан на продувке полостей и магистралей нейтральным газом, поэтапной подаче компонентов топлива и воды в энергоустановку, согласно первому варианту изобретения запуск осуществляют при сниженном расходе компонентов топлива, не более 80% от номинального, в процессе запуска регулируют расход пара через турбину, изменяя мощность на выходном валу, а при выходе на номинальный режим подают дополнительные компоненты топлива и воды. Кроме того, подача дополнительных компонентов топлива и воды, в отличие от первого варианта, может быть выполнена регулируемой. Также представлены устройства для реализации способов согласно первому и второму вариантам. Изобретение позволяет повысить долговечность за счет снижения термических напряжений в конструкции при запуске с малым временем выхода на режим. 4 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу запуска газовой турбины. Газовая турбина содержит, по меньшей мере, один компрессор, который сжимает воздух, вводимый в него через впускной канал, по меньшей мере, одну камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину. В камере сгорания сжатый воздух смешивается и сжигается вместе с газообразным топливом из различных газообразных топлив, поступающим из подводящего канала. Турбина преобразует энергию сжигаемого газа, выходящего из камеры сгорания, в работу. Согласно способу устанавливают заданную минимальную величину потока топлива, поступающего в камеру сгорания. Осуществляют первую попытку воспламенения. Заданную минимальную величину устанавливают достаточной для воспламенения самой обогащенной воздушно-топливной смеси из тех, которые могут быть получены для различных газообразных топлив. Постепенно увеличивают величину потока топлива, поступающего в камеру сгорания. Осуществляют дальнейшие попытки воспламенения до полного воспламенения воздушно-топливной смеси и последующего запуска турбины или до тех пор, пока будет достигнута заданная максимальная величина упомянутого потока топлива. Изобретение позволяет обеспечить безопасный и эффективный запуск газовой турбины. 10 ил., 7 з.п. ф-лы.

Электростартер предназначен для запуска ГТД наземного применения и оборудован системой охлаждения статора маслом от маслосистемы ГТД, в виде стакана, внутри которого расположена статорная обмотка, а на внешней стороне стакана выполнен в виде винтовой спирали канал А для прокачки масла в процессе запуска, соединенный с нагнетающей частью системы подачи масла на смазку и охлаждение опор ГТД, посредством входного штуцера и трубопровода, а последний относительно входа масла виток спирального канала А соединен, посредством выходного штуцера и трубопровода с магистралью слива масла в маслосистему ГТД, герметичность спирального канала А обеспечена за счет уплотнительных колец, расположенных на внешней стороне стакана на свободных от спирального канала поверхностях по два с каждой стороны. Технический результат - упрощение конструкции электростартера. 1 ил.

Система управления работой газотурбинного двигателя и тепловая электростанция, содержащая такой газотурбинный двигатель. В газотурбинный двигатель в качестве топлива может подаваться аммиак и топливо с более высокой возгораемостью, чем у аммиака. В рабочей области ухудшенной возгораемости, в которой возгораемость аммиака ухудшается по сравнению со временем нормальной работы газотурбинного двигателя, доля топлива с более высокой возгораемостью, чем у аммиака, в топливе, которое подается в газотурбинный двигатель, увеличивается по сравнению со временем нормальной работы. За счет этого, даже при использовании плохо воспламеняемого аммиака в качестве основного топлива, можно обеспечивать стабильный запуск, работу и остановку газовой турбины при сокращенных выбросах углекислого газа. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу запуска газотурбинного двигателя. Способ запуска газотурбинного двигателя включает поддержание минимальной скорости газотурбинного двигателя после достижения "окна зажигания" до тех пор, пока не будет определено достижение требуемого уровня прогрева камеры сгорания двигателя. Затем, после достижения требуемого уровня прогрева камеры сгорания, повышают скорость двигателя-стартера, чтобы разогнать газотурбинный двигатель. Изобретение позволяет повысить надежность запуска газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Заявлен способ управления турбинной установкой и турбинная установка, обеспечивающие возможность выполнения пускового регулирования нагрузки на редукторе в рамках ограничений, накладываемых на оборудование, применяемое с турбинной установкой. Настоящее изобретение отличается тем, что содержит этап разгона (S1), на котором увеличивают число оборотов компрессора и турбины, приводимых во вращение двигателем через редуктор; этап измерения нагрузки (S2), на котором нагрузку на редукторе измеряют посредством датчика нагрузки; и этап (S3) регулирования расхода среды через байпас, на котором повышают расход рабочей среды через байпас, перепускающий рабочую среду с выхода на вход компрессора, если абсолютное значение измеренной нагрузки равно или меньше некоторого заданного абсолютного значения, и снижают расход рабочей среды через байпас, если абсолютное значение нагрузки равно или больше заданного абсолютного значения. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.

Согласно изобретению, во время запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду способ содержит передачу гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя, по меньшей мере, части тепловой энергии, выделяющейся при работе электрического стартера, и блокирование средств регулирования температуры упомянутого контура смазки. Технический результат изобретения - уменьшение времени запуска, возможность использования маленьких стартеров, понижение рисков неудачных запусков. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и направлено на усовершенствование конструкции стартер-генератора. Стартер-генератор содержит: генераторный модуль, содержащий первый корпус, генератор, размещенный в первом корпусе, и первый вал, принужденный вращаться с ротором генератора, выступающий из первого корпуса, и несущий механический соединительный элемент. Модуль возбудителя стартер-генератора содержит второй корпус. Возбудитель, размещенный во втором корпусе, имеет второй вал, отличающийся от первого вала, принужденного вращаться совместно с ротором возбудителя. Электрическое соединение вторичной цепи возбудителя с первичной цепью генератора содержит выпрямитель. Механические соединительные элементы соединены с общим зубчатым колесом или с соответствующими различными зубчатыми колесами коробки приводов газотурбинного двигателя. Технический результат заключается в упрощении конструкции и снижении веса стартер-генератора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к способу автовоспламенения топливной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Технический результат изобретения - обеспечить автовоспламенение топливной смеси, поданной в камеру сгорания двигателя, работающего в диапазоне чисел Маха от 4 до 10, и создать стойку подачи топлива, работающую при воздействии теплового потока высокой плотности. Указанный технический результат достигается тем, что стойка выполнена в виде тела аэродинамического профиля, имеет боковую поверхность цилиндрической формы, снабжена на передней и задней кромках форсунками, сообщающимися с каналами подвода топлива. Стойка установлена на стенке камеры с возможностью поворота. Способ автовоспламенения осуществляют подачей топлива в камеру через форсунки в передней и задней кромках стойки. Через форсунки передней кромки подают захоложенное топливо. Смешивают топливо с воздухом и при соударении топливной смеси с передней кромкой стойки, за счет сжатия в ударной волне, нагревают смесь до уровня температур самовоспламенения. Воспламеняют топливную смесь и направляют вдоль стойки на выход из камеры. Основную часть топлива подают в воздушный поток через форсунки на задней кромке стойки. Смешивают это топливо с воздухом и нагретыми продуктами сгорания топлива, поданного в камеру сгорания через форсунки в передней кромке стойки, и воспламеняют его. Воспламененное топливо направляют в камеру сгорания. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС) заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем (РУД) и расходу топлива в основную камеру (ОКС) сгорания (основной расход топлива) управляют расходом топлива в ФКС. По измеренным положению РУД и перепаду давлений газа на турбине двигателя управляют гидроцилиндрами привода створок реактивного сопла (PC). Дополнительно по измеренным положению РУД давлению воздуха за компрессором и температуре воздуха на входе в двигатель формируют заданное значение пускового расхода топлива в ФКС. Подают в ФКС пусковой расход форсажного топлива, включают агрегат «огневой дорожки» и контролируют розжиг ФКС по измеренной температуре газа в ФКС. Если розжиг ФКС не произошел, отключают пусковой расход форсажного топлива и агрегат «огневой дорожки», изменяют заданное значение пускового расхода форсажного топлива с дискретность 5% и повторяют всю процедуру запуска ФКС и делают это до тех пор, пока не будет зафиксирован розжиг ФКС, если изменение заданного расхода топлива превысило 50%, а розжиг ФКС не произошел, попытки запуска ФКС прекращают и проводят внеочередной регламент двигателя. Достигается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности ТРДФ на форсажных режимах. 1 ил.

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Пилон содержит переднее и заднее тела аэродинамического профиля. Тела пилона выполнены трубчатыми. Пилон содержит, по меньшей мере, две трубки, расположенные одна за другой с закругленной передней кромкой. Трубки одним концом закреплены на стенке камеры сгорания через опору, а свободные концы трубок заглушены. Трубки наклонены к оси камеры под углом стреловидности. Пилон содержит также систему подачи топлива в камеру сгорания. При запуске в камеру сгорания подают воздух и топливо. При дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока воздуха температура набегающего на пилон воздуха повышается выше температуры самовоспламенения топливовоздушной среды. Это приводит к зажиганию топливовоздушной смеси. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции пилона, обеспечение подачи топлива, смесеобразования, зажигания и горения топливовоздушной смеси по всему фронту камеры сгорания на маршевом режиме работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к устройству вращения ротора ГТД при визуальном контроле его рабочих лопаток. Сущность данного изобретения и технический результат достигается тем, что устройство вращения ГТД при визуальном контроле его рабочих лопаток, содержащее электрический привод, выполненный виде стартера или стартер-генератора, соединенный с источником питания при помощи регулировочного устройства, выполненного в виде управляемого электронного ключа, снабжено низкочастотным генератором прямоугольных импульсов и реле, при этом низкочастотный генератор последовательно соединен с электронным ключом и реле посредством ручного пульта управления, а в корпусе ротора ГТД имеется лючок, в котором установлен эндоскоп. Технический результат изобретения - уменьшение трудозатрат и повышение качества визуального контроля. 1 ил.

Использование - пуск газотурбинной установки, которую применяют для привода нагнетателей газа магистральных трубопроводов, энергетических машин, транспортных средств. Между приводным двигателем (электродвигатель, ДВС) и ротором компрессора установлен редуктор, состоящий из простого трехзвенного ПМ (планетарного механизма) и четырехступенчатой трехвальной сосной КП (коробки передач), состоящей из трех пар зацепленных шестерен. Пять муфт переключения передач обеспечивают работу ПМ в трех режимах: суммирующем, когда крутящий момент поступает на два звена и снимается с третьего редуктора, когда крутящий момент поступает на солнечную шестерню и снимается с водила при остановленном эпициклическом колесе, а также прямой передаче ПМ. Технический результат - обеспечение надежного пуска ГТУ при снижении сложности устройств его пуска за счет объединения двух устройств в одном. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. Система оповещения о перенапряжении газотурбинного двигателя вертолета включает рычаг общего шага и устройство тактильной предупредительной сигнализации, включающее в себя вибратор рычага общего шага, функционально присоединенный к указанному рычагу общего шага. Также система включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры на выходе турбины, средства для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя и для измерения температуры на выходе турбины и других фактических параметров во время полета вертолета, средства приведения в действие указанного устройства тактильной предупредительной сигнализации. Кроме того, в состав системы входят средство для увеличения величины тактильной предупредительной сигнализации и средство для постоянного увеличения частоты или амплитуды тактильной предупредительной сигнализации в ответ на приближение опасного состояния. Технический результат заключается в обеспечении безошибочного тактильного предупреждения и избежания повреждений газотурбинного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к области энергетики, в частности к способам пуска и газоснабжения газоперекачивающих агрегатов, и может быть использовано при пуске любых газотурбинных установок. Способ пуска энергетической газотурбинной установки включает три этапа. На первом и втором этапах осуществляют раскрутку жестко связанных роторов турбокомпрессора внешним пусковым устройством, например детандером, жестко соединенным через автоматическую сцепную муфту с валом турбокомпрессора. Турбокомпрессор содержит компрессор, турбину и камеру сгорания, снабженную топливно-регулирующим клапаном, закрытым на первом этапе пуска и приоткрытом на втором. Последующее отсоединение от пускового устройства жестко связанных роторов компрессора и турбины при достижении ими расчетных оборотов и вывод их на рабочие обороты на третьем этапе за счет увеличения расхода и давления топливного газа. На выходе осевого компрессора устанавливают сбросный клапан, соединенный с входом камеры сгорания. Пуск газотурбинной установки на первом и втором этапах осуществляют при открытом сбросном клапане, а перед отсоединением пускового устройства закрывают сбросный клапан. Изобретение направлено на уменьшение дисбаланса мощности, вызванного провалом частоты вращения ротора турбины и скачком температуры перед ней, в момент отключения пускового устройства при пуске газотурбинной установки. 2 ил.

Устройство для пуска газотурбинного агрегата содержит турбомотор, компрессор, камеру сгорания, воздухозаборник, систему подачи сжатого газа в камеру сгорания. На воздухозаборнике установлен обратный клапан таким образом, что он пропускает воздушный поток по направлению извне внутрь компрессора и не допускает обратного движения, когда пусковой газ подается в камеру сгорания. Также устройство содержит систему подачи сжатого газа в пространство между обратным клапаном и компрессором. Пусковой газ подают непосредственно в камеру сгорания и/или на лопатки ротора турбомашины. На период разгона турбоагрегата газ под давлением подают в зону между обратным клапаном и компрессором турбоагрегата. Изобретение направлено на ускорение запуска. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к электростартерам для запуска газотурбинных установок, используемых в газоперекачивающих агрегатах и электрических станциях. Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, состоит в получении плавно изменяющегося момента вращения электростартера в соответствии с режимом раскрутки ротора газотурбинной установки. Выход устройства включения электростартера, содержащего сцепную кулачковую муфту одностороннего действия, редуктор, асинхронный электродвигатель, подключенный к сети питания через преобразователь частоты, снабженный измерителем скорости вращения электростартера, соединен с управляющим входом преобразователя частоты, задающим момент электростартера, через интегратор с положительной обратной связью и сумматор, при этом выход измерителя частоты вращения электростартера соединен со вторым входом сумматора через инвертор и пороговое устройство. Кроме того, третий вход сумматора соединен со вторым выходом устройства включения электростартера. Электростартер обеспечивает безударное зацепление сцепной кулачковой муфты одностороннего действия и исключает перегрузку трансмиссии. 1 з.п. ф-лы., 3 ил.

Изобретение относится к технике розжига горючих смесей с помощью электрической искры, в частности к емкостным системам зажигания, и может быть использовано для контроля и оценки работоспособности системы зажигания, сравнительной оценки воспламеняющей способности емкостной системы зажигания совместно с запальными устройствами, в которые установлены свечи зажигания. Заявляемое изобретение решает задачу упрощения процесса испытаний, контроля работоспособности емкостных систем зажигания и снижения затрат на проведение испытаний. Поставленная задача решается способом контроля емкостной системы зажигания реактивных двигателей, заключающимся в определении наличия плазменного факела, генерируемого свечей, на нормируемом расстоянии от рабочего торца свечи, установленной в запальное устройство, при работе в составе системы зажигания, в котором предварительно смачивают искровой зазор свечи нормированным количеством жидкого топлива, измеряют ионизационный ток плазменного факела, генерируемого свечей, на нормируемом расстоянии от торца свечи, сравнивают параметры ионизационного тока с эталонными, по результатам сравнения делают вывод о пригодности системы зажигания. 1 ил.

Способ воздушного запуска газотурбинного двигателя, содержащего установленные последовательно по потоку многоступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, осуществляют путем подачи сжатого пускового воздуха со стороны наружного корпуса в компрессор. Сжатый пусковой воздух подают в основной воздушный поток непосредственно на спинки лопаток рабочего колеса предпочтительно последней ступени компрессора. Изобретение позволяет увеличить скорость раскрутки ротора, обеспечивающую уменьшение времени запуска двигателя и упрощение конструкции компрессора. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель с электростартером содержит осевой компрессор, электростартер с ротором, установленным на валу ротора осевого компрессора, и статором, размещенным в корпусе осевого компрессора. Электростартер выполнен в виде вентильного реактивного двигателя с ротором в виде шихтованного пакета с явно выраженными полюсами, охваченными катушками сосредоточенной обмотки статора, с датчиком положения ротора, с блоком силовой электроники и блоком управления. Изобретение направлено на повышение надежности и экономичности газотурбинного двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано в системах запуска газотурбинных установок. Устройство для гидравлического запуска газотурбинного двигателя включает в себя, по меньшей мере, один регулируемый насос, по меньшей мере, один переливной гидроклапан и, по меньшей мере, один гидродвигатель. При этом хотя бы один гидродвигатель имеет постоянный рабочий объем, а суммарная подача насосов устройства в любой момент времени превосходит расход рабочей жидкости, потребляемый этим гидродвигателем, на заданную величину. Величина разности между суммарной подачей насосов и расходом рабочей жидкости, потребляемым гидродвигателем, может изменяться в заданных пределах. Такое выполнение устройства позволит упростить конструкцию и повысить его надежность. 1 з.п. ф-лы.

Способ запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата заключается в запуске одного из двигателей летательного аппарата путем подвода к его ротору мощности от пускового устройства и последующем запуске второго двигателя летательного аппарата. Запуск второго двигателя летательного аппарата осуществляют путем подвода к его ротору мощности от ротора первого двигателя посредством соединения валов роторов обоих двигателей. В полете в экстремальных ситуациях при останове двигателей и невозможности запуска ни одного из них от пускового устройства запуск одного из двигателей производят путем соединения вала его ротора с валом авторотирующего ротора другого двигателя и/или валом авторотирующего ротора другого каскада этого же двигателя. Изобретение позволяет расширить зону запуска газотурбинных двигателей многодвигательного летательного аппарата и уменьшить время его запуска при упрощении конструкции и снижении веса пусковой системы. 1 ил.

Способ пуска газотурбинного двигателя, входящего в группу установленных на станции газотурбинных двигателей, каждый из которых содержит цикловой компрессор с магистралью нагнетания с установленным в ней регенератором, осуществляют с помощью пускового турбодетандера, к которому подведены магистраль пускового газа и воздушная магистраль с запорными органами. Сначала запускают первый из группы газотурбинный двигатель, подавая на его пусковой турбодетандер пусковой газ. Затем запускают следующий газотурбинный двигатель, подавая по воздушной магистрали на его пусковой турбодетандер воздух из магистрали нагнетания циклового компрессора работающего газотурбинного двигателя. Воздух отбирают из магистрали нагнетания до регенератора, или после него, или одновременно до и после регенератора. Изобретение улучшает экологические характеристики газотурбинных двигателей, установленных на станции. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности авиационного двигателестроения. Для правильного функционирования автоматики авиационного газотурбинного двигателя, контроля за режимами его работы и надежности эксплуатации необходимо иметь объективную информацию о включении или не включении форсажа при подаче летчиком соответствующей команды. В способе регистрации воспламенения топливовоздушной смеси в форсажной камере двигателя, заключающемся в том, что путем регистрации электрического сигнала от реактивной газодинамической струи двигателя с помощью электростатической антенны регистрируют изменение проводимости среды при воспламенении топливовоздушной смеси в форсажной камере и по результатам статистической обработки сигнала судят о воспламенении топливовоздушной смеси в форсажной камере сгорания, причем регистрацию изменения проводимости среды, обусловленного изменением концентрации электронов, ионов, заряженных микрочастиц в газодинамическом потоке в двигателе, осуществляют электростатической антенной, установленной бесконтактно с двигателем за срезом его сопла и вне его реактивной газодинамической струи, определяют амплитуду сигнала пульсации электростатического поля, создаваемого электронами, ионами и заряженными микрочастицами, присутствующими в двигательной струе, вычисляют текущую дисперсию зарегистрированного сигнала, сравнивают вычисленную дисперсию с заданной эталонной величиной ^* _ф и, в случае уменьшения вычисленной дисперсии до своего эталонного значения, вырабатывают сигнал воспламенения топливовоздушной смеси в форсажной камере сгорания. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность контроля за воспламенением топливовоздушной смеси в форсажной камере сгорания по сравнению с предшествующими методами контроля, повышая тем самым безопасность летной эксплуатации самолетов. 3 ил.

Заявляемая группа изобретений предназначена преимущественно для пуска стационарных одновальных газотурбинных агрегатов, имеющих валоповоротное устройство с электродвигателем и обгонной муфтой и состоящих из газовой турбины и синхронного турбогенератора, валы которых механически связаны. В способе пуска газотурбинного агрегата, преимущественно с валоповоротным устройством с электродвигателем и обгонной муфтой, в котором в качестве разгонного двигателя используют синхронный турбогенератор, связанный механически с валом газовой турбины, в статорную обмотку разгонного двигателя подают ток от пускового преобразователя частоты, причем в начале пуска напряжение изменяют пропорционально частоте, при выходе газовой турбины на режим самоходности отключают ток пускового преобразователя частоты, согласно изобретению пуск начинают в асинхронном режиме названного турбогенератора, на протяжении пуска определяют вращающий момент турбогенератора по величинам выходной мощности и напряжения пускового преобразователя частоты, в цепь возбуждения бесщеточного синхронного возбудителя, установленного на валу турбогенератора, подают ток, пропорциональный вращающему моменту турбогенератора с постоянной величиной смещения, начальный темп подъема частоты выбирают так, чтобы выход названного возбудителя на режим выдачи тока произошел после расцепления обгонной муфты, после расцепления обгонной муфты повышают темп подъема частоты, обеспечивая условия самосинхронизации турбогенератора, а после самосинхронизации пуск продолжают в синхронном режиме турбогенератора. Техническим результатом в способе является повышение надежности пуска. В устройстве пуска газотурбинного агрегата, включающем пусковой преобразователь частоты, выход которого подключен к выводам статорной обмотки синхронного турбогенератора, вал которого связан с валом газовой турбины, согласно изобретению устройство дополнительно содержит бесщеточный синхронный возбудитель, вал которого связан с валом названного турбогенератора, задатчик тока возбуждения и измеритель вращающего момента привода, причем обмотка возбуждения упомянутого возбудителя соединена с выходом задатчика тока возбуждения для создания положительной обратной связи, первый вход задатчика тока возбуждения включен на информационный выход измерителя вращающего момента привода, а второй вход задатчика тока возбуждения подключен к источнику постоянного тока смещения. Техническим результатом в устройстве является уменьшение затрат на оборудование пуска газотурбинного агрегата. 2 с. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство предназначено для воспламенения основных камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей. Воспламенитель содержит цилиндрический корпус с отверстием для подвода воздуха и внутренней полостью с перегородкой и тремя камерами. В первой камере расположена электрическая свеча, во второй - топливная форсунка, а третья сообщена с двумя первыми и с радиальным выходным патрубком. Отверстие для подвода воздуха выполнено в стенке корпуса между соплом форсунки и перегородкой. В перегородке выполнено отверстие, сообщающее первую камеру со второй, объем второй камеры более чем в два раза превышает объем первой камеры, а отношение объема третьей камеры к сумме объемов двух первых камер меньше двух и больше 1/2. Кроме того, в стенке корпуса во второй камере выполнены дополнительные отверстия для подвода окислителя. В стенке корпуса третьей камеры вокруг радиального патрубка выполнены расположенные на одной окружности отверстия с разным диаметром через одно, причем отношение суммарных площадей одних отверстий к другим составляет от 2 до 2,5, а отношение проходной площади радиального выходного патрубка к суммарной площади данных отверстий составляет от 8 до 9. Изобретение позволяет расширить диапазон надежного розжига камеры сгорания. 2 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Способ запуска газотурбинного двигателя, включающий раскрутку его ротора от одного или нескольких внешних источников энергии, для двигателя с охлаждаемой турбиной, при его запуске в полете или на земле во внештатных условиях раскрутку ротора осуществляют путем подачи сжатого воздуха в систему охлаждения турбины двигателя, а при запуске двигателя на земле в штатных условиях одновременно с подачей сжатого воздуха в систему охлаждения турбины осуществляют подвод механической энергии к валу ротора двигателя. Данный способ позволяет значительно повысить эффективность запуска за счет оптимального сочетания подвода механической энергии и подвода энергии от сжатого воздуха в систему охлаждения, поднять надежность запуска в нештатных ситуациях, а также обеспечить запуск двигателя в условиях, при которых ранее запуск был невозможен. 9 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к управлению воздушным стартером, и направлено на повышение надежности закрытия пневмоклапана, открывающего и закрывающего вход в воздушный стартер. Задача решается следующим образом. Устройство для управления воздушным стартером содержит пневмоклапан и электромагнитный клапан. Пневмоклапан включает запорный конус с отверстиями, шток, соединенный с конусом, цилиндр, выполненный внутри пневмоклапана, и поршень, соединенный со штоком, установленный в цилиндре и разделяющий его на две полости: подпоршневую полость "на закрытие" и надпоршневую полость "на открытие". Электромагнитный клапан включает полость входа, сообщенную со входом в пневмоклапан, полость затвора, сообщенную с полостью "на открытие" и имеющую возможность сообщения с полостью входа, и полость сопла, сообщенную с атмосферой и имеющую возможность сообщения с полостью затвора. Новым в изобретении является то, что в электромагнитном клапане выполнены дополнительная полость затвора, сообщенная с полостью "на закрытие" и имеющая возможность сообщения с полостью входа, и дополнительная полость сопла, сообщенная с атмосферой и имеющая возможность сообщения с дополнительной полостью затвора. При этом надежность закрытия пневмоклапана увеличивается вследствие того, что закрытие стартера происходит под действием не только пружины, но и давления сжатого воздуха со входа в пневмоклапан. 1 ил.