Управление газотурбинными установками, управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках: .управление топливоподачей – F02C 9/26

Способ поэтапного изменения подачи топлива при эксплуатации реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, имеющего, по меньшей мере, одну полость с захваченным вихрем, при этом реактор с камерой сгорания с захваченным вихрем дополнительно имеет как входное устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси в основное впускное отверстие реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем, так и, по меньшей мере, одно вихревое устройство для предварительного смешивания, которое обеспечивает смешивание топлива и воздуха и ввод воздушно-топливной смеси непосредственно в, по меньшей мере, одну подобную полость с захваченным вихрем в реакторе с камерой сгорания с захваченным вихрем. Входное устройство для предварительного смешивания содержит множество концентрических копланарных кольцевых элементов с аэродинамической формой, расположенных выше по потоку основного впускного отверстия, выровненных в аксиальном направлении в пределах проточного канала. Каждый кольцевой элемент имеет внутренний канал для топлива и дополнительно имеет множество отверстий для впрыска топлива, в результате чего топливо проходит из внутреннего канала во входной поток текучей среды вблизи кольца. Между каждыми двумя кольцевыми элементами образован кольцевой канал. Кольца дополнительно адаптированы, в результате чего отверстия для впрыска топлива ориентированы для впрыска топлива под углом, имеющим абсолютную величину от приблизительно 0^о до приблизительно 90^о относительно аксиального направления. Множество отверстий для впрыска топлива имеют неодинаковые диаметры, которые имеют разные величины. Каждая из величин выбрана для обеспечения заданного диапазона отношений мгновенных потоков топлива и воздуха. Вихревое устройство для предварительного смешивания содержит отверстия для впуска топлива и для впуска воздуха, камеру, в которой топливо и воздух смешиваются, и отверстие для выпуска воздушно-топливной смеси. Устройство для предварительного смешивания присоединено к реактору с камерой сгорания с захваченным вихрем так, что выпускное отверстие обеспечивает ввод воздушно-топливной смеси непосредственно в реакционную полость с захваченным вихрем, и так, что воздушно-топливная смесь вводится в полость с захваченным вихрем под таким углом, что воздушно-топливная смесь соединяется с потоком вихря приблизительно сонаправленно с вихревым потоком. Способ также включает регулирование частей воздушно-топливной смеси, вводимых через входное устройство для предварительного смешивания, и вихревое устройство для предварительного смешивания, для приспосабливания к отличающимся нагрузкам во время работы реактора с камерой сгорания с захваченным вихрем. Изобретение направлено на обеспечение устройством предварительного смешивания равномерного распределения топлива по площади поперечного сечения впускного отверстия камеры сгорания, получение однородной воздушно-топливной смеси, уменьшение габаритов зоны предварительного смешивания и снизить уровень выбросов вредных веществ. 23 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к трубопроводной арматуре и предназначено для управления потоками рабочих сред путем изменения площади проходного сечения и может быть использовано для транспортировки газа в системах газораспределительных станций. Устройство содержит корпус с фланцами, в которых выполнены входной и выходной каналы, которые связаны между собой через основной дозирующий элемент дозирующего узла. В основном опорном узле установлен шток, связанный через резьбовое соединение с электродвигателем. Электродвигатель подключен к электронному регулятору. Узел фиксации от поворота дозирующего узла выполнен в виде опоры, на которую опирается планка, скрепленная со штоком дозирующего элемента. Неподвижная втулка дозирующего узла имеет два осевых окна для размещения в них дозирующих элементов дозирующего узла. Дополнительный опорный узел выполнен аналогично основному опорному узлу и представляет собой двухступенчатую втулку, одна из ступеней которой устанавливается в крышку корпуса с натягом. Описаны варианты исполнения устройства для управления положением дозирующего узла. Технический результат - упрощение конструкции, снижение времени при производстве и сборке. 6 н. и 105 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система предназначена для регулирования подачи топлива в ГТД со свободной турбиной. Система имеет основной и резервный каналы управления. В канале резервного управления установлены задатчик режимов с пазом и междроссельная камера. Входной дроссель камеры образован проходным сечением паза, регулируемого жиклера и клапана с задатчиком частоты вращения. Жиклер и клапан установлены параллельно в магистрали, соединяющей пневмогидропреобразователь с задатчиком и камерой. Датчик соединен со свободной турбиной двигателя. При увеличении частоты вращения свободной турбины выше заданной усилие от датчика перемещает клапан на перекрытие магистрали. Проходное сечение входного дросселя камеры уменьшается, давление в камере уменьшается, уменьшая проходное сечение дозирующей иглы. Расход топлива в двигатель уменьшается, и частота вращения свободной турбины ограничивается. Технический результат изобретения - повышение надежности работы системы на резервном режиме управления. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Дополнительно при подаче оператором команды на переход с одного топлива на другое фиксируют значение частоты вращения турбокомпрессора в момент получения команды, с помощью первого дозатора начинают уменьшать расход первого топлива в первый коллектор КС по линейному закону с наперед заданным темпом, одновременно с этим начинают с помощью второго дозатора увеличивать расход второго топлива во второй коллектор КС таким образом, чтобы частота вращения турбокомпрессора оставалась неизменной. Технический результат изобретения - повышение эксплуатационной надежности работы ГТУ. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет введения резервирования ненадежных элементов в тракте подачи топлива к КС. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени, по истечении которого прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета, это повышает надежность работы двигателя, как элемента СУ самолета, и безопасность самого самолета.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей воздушного винта (ВВ), если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива. Повышается надежность работы СУ и безопасность полетов самолета за счет обеспечения баланса между располагаемой мощностью свободной турбины и потребной мощностью, «снимаемой» ВВ с вала свободной турбины. 1 ил.

Изобретение относится к автоматическому регулированию подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит топливные и воздушные магистрали, каналы выхода в I и II коллекторы камеры сгорания форсунок, полость сжатого воздуха, полость высокого давления, запорный клапан и блокировочное устройство. Последнее состоит из дифференциального клапана управления подачей воздуха, устройства подачи воздуха и запорно-распределительного клапана. Входы клапанов соединены с каналом выхода топлива в I коллектор. Регулировочные элементы этих клапанов настроены таким образом, что обеспечивают возможность последовательного закрытия подачи воздуха и открытия подачи топлива во II коллектор по давлению топлива в I коллекторе после розжига камеры сгорания. Изобретение позволяет повысить надежность работы системы на запуске. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, фиксируют текущее значение частоты вращения турбокомпрессора и используют его в качестве заданного значения частоты вращения турбокомпрессора в течение наперед заданного времени, по истечении которого прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета. 1 ил.

Использование: в системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС). Технический результат заключается в повышении надежности. Согласно способу при управлении газотурбинным двигателем со свободной турбиной для электрических станций малой и средней мощности, изменяют расход топлива в камеру сгорания в зависимости от рассогласования между заданным и измеренным значениями частоты вращения вала свободной турбины, при этом дополнительно, в случае отключения электростанции от сети неограниченной мощности, выполняется сброс заданного значения частоты вращения свободной турбины, полученного при наборе нагрузки в сети неограниченной мощности, до номинального значения. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей летательных аппаратов на переходных режимах. Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости включает измерение фактического значения регулируемого параметра двигателя, расчет заданного значения данного параметра по значениям температуры воздуха на входе в двигатель и положению рычага управления двигателем, сравнение значений заданного и фактического значений регулируемого параметра и регулирование полученным в результате сравнения сигналом расхода топлива для стационарного режима работы двигателя, при этом, дополнительно, по значениям температуры воздуха на входе в двигатель, положению рычага управления двигателем и как минимум по одному параметру, характеризующему динамические свойства летательного аппарата, задают значение расхода топлива для режима приемистости, которое сравнивают с расходом топлива для стационарного режима, и в случае, если значение расхода топлива для стационарного режима меньше его значения для режима приемистости, регулирование подачи топлива осуществляют по данному параметру, а если нет, то управление расходом топлива переключают на заданный для режима приемистости. Технический результат изобретения - обеспечение согласования времени приемистости с потребным изменением скорости летательного аппарата и повышение срока службы узлов ГТД за счет обеспечения рационального расхода топлива в течение приемистости. 1 ил.

Система подачи топлива в газотурбинный двигатель включает электроприводной топливный насос, соединенную с выходом насоса основную магистраль подачи топлива с подпорно-запорным клапаном или распределителем топлива по коллекторам форсунок, а также дополнительную магистраль от выхода насоса на его вход. Топливный насос представляет собой насос объемного действия с изменением подачи топлива за счет изменения частоты вращения электропривода. В дополнительной магистрали установлен клапан постоянного расхода топлива в виде комбинации установленного в дополнительной магистрали жиклера и регулирующего подпружиненного золотника. Вход и выход жиклера соединены с полостями свободного и подпружиненного торцов золотника соответственно. Кромка проточки на золотнике вместе с отверстием во втулке золотника образует в дополнительной магистрали канал переменного сечения. Изобретение позволяет повысить точность дозирования топлива, а также обеспечить отбор топлива на пусковые форсунки и регулирующие органы управления газовоздушным трактом двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности, сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор, при невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя, сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя, на взлете самолета обеспечивается работа двигателя на режимах с располагаемой мощностью, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании селектора минимума, первого, второго и третьего элементов сравнения, блока формирования максимального расхода топлива в первый дозатор, ключа, таймера, задатчика минимального расхода топлива во второй дозатор, первого и второго компараторов. Изобретение позволяет сократить время приемистости и повысить полноту сгорания топлива. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство предназначено для управления положением исполнительного механизма в авиационном двигателе с помощью электрически управляемого сервоклапана. Исполнительный механизм (50) содержит ползун (52), несущий, по меньшей мере, две ступени (54, 56) и предназначенный для скольжения в цилиндре, и две камеры (62, 64) управления, соединенные с соответствующими рабочими отверстиями (85, 86) электрически управляемого гидравлического распределителя (20) сервоклапана. Камеры (62, 64) управления расположены каждая на одной стороне соответствующей ступени, и промежуточная камера, соединенная с высоким или низким давлением, расположена между другими сторонами ступеней. В случае отказа электрического управления ползун распределителя (20) переводится в защитное положение, в котором в камерах (62, 64) управления исполнительного механизма устанавливается одинаковое низкое или высокое давление, противоположное давлению, создаваемому в промежуточной камере (66), так что на каждую ступень (54, 56) ползуна исполнительного механизма воздействует высокое давление на одной стороне и низкое давление на другой стороне. Герметизация между каждой ступенью (54, 56) ползуна исполнительного механизма и цилиндром (60) исполнительного механизма обеспечивается динамическим уплотнением (70), создающим силу трения между ступенью и цилиндром в зависимости от разницы давлений, действующих на две стороны ступени, так что в случае отказа электрического управления ползунковый клапан исполнительного механизма останавливается в своем положении на момент отказа («замораживание отказа»). Исполнительный механизм (50) может быть блоком измерения топлива авиационного двигателя. Технический результат - повышение надежности. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к силовой установке газовой турбины с устройством подачи топлива и устройством управления. В соответствии с изобретением по меньшей мере части устройства управления, прежде всего блока управления силовой установки, интегрированы в устройство подачи топлива. Предпочтительно газовая турбина имеет электроприводной насосный агрегат, блок регулирования двигателя и блока управления силовой установки, выполненные в виде типовых элементов замены. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно измеряют фактический расход топлива, поступающий к топливному коллектору форсунок КС, по зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют расчетное количество форсунок, необходимых для подачи измеренного расхода топлива в КС с перепадом на форсунках, обеспечивающим требуемое качество распыла топлива, сравнивают расчетное количество форсунок с фактическим, если расчетное количество форсунок меньше фактического, с помощью индивидуальных запорных клапанов (ЗК, для каждой форсунки свой ЗК) подают топливо только к группе форсунок, состоящей из расчетного количества форсунок, причем центр группы форсунок расположен в наивысшей точке коллектора форсунок, через промежуток времени, определяемый расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, подключают ближайшую к группе форсунку с правой половины коллектора, если смотреть со стороны сопла двигателя, а ближайшую к группе форсунку с левой стороны коллектора, если смотреть со стороны сопла двигателя, отключают, через промежуток времени, определяемый расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, эту операцию повторяют и повторяют ее до тех пор, пока расчетное количество форсунок не станет равным располагаемому. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет повышения качества распыла топлива в КС при любом расходе топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в процессе запуска ГТД сравнивают измеренную частоту вращения ротора двигателя с наперед заданной уставкой частоты вращения «малого газа», при достижении частотой вращения двигателя уставки «малого газа» блокируют дальнейшее увеличение заданной частоты вращения ротора двигателя на наперед заданное время, необходимое для прогрева двигателя, подключают к тракту подачи дозированного топлива второй коллектор через гидравлическое сопротивление, равное по проливке 15-20% суммарного гидравлического сопротивления форсунок первого коллектора, по истечении времени прогрева двигателя подключают второй коллектор к тракту подачи дозированного топлива непосредственно и снимают блокировку заданной частоты вращения ротора двигателя. Технический результат изобретения - снижение веса и стоимости САУ, повышение ее надежности и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно распределение топлива между коллекторами осуществляют с помощью дозаторов, количество которых соответствует количеству топливных коллекторов КС, при этом в зависимости от потребного расхода топлива в первый топливный коллектор КС определяют заданное положение первого дозатора, измеряют фактическое положение первого дозатора и осуществляют управление расходом топлива в первый коллектор с помощью изменения положения первого дозатора, а поддержание перепада давлений топлива на первом дозаторе обеспечивают за счет изменения производительности топливного насоса, входы остальных дозаторов гидравлически соединяют со входом первого дозатора, заданное положение остальных дозаторов определяют, исходя из потребного расхода топлива в соответствующий топливный коллектор КС, измеряют фактическое положение остальных дозаторов и осуществляют управление расходом топлива с помощью изменения положения остальных дозаторов, при этом заданное положение остальных дозаторов корректируют в зависимости от гидравлического сопротивления в тракте подачи топлива после первого дозатора и гидравлического сопротивления в тракте подачи топлива после соответствующего дозатора. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет введения алгоритма учета фактических характеристик тракта подачи топлива к КС. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно вводится блок адаптации к характеристикам топлива, подключенный к блоку датчиков (БД) и электронному регулятору (ЭР) и выполненный в виде конструктивно-функционального модуля (КФМ) ЭР, а ЭР через электрогидропреобразователь (ЭГП) подключается к сервоприводу плунжерного топливного насоса переменной производительности (ПН). Технический результат от использования изобретения заключается в том, что обеспечивается повышение качества работы системы топливопитания и регулирования за счет учета фактических характеристик топлива и снижения инерционности элементов САУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и расширение области его применения. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой ГТД летательных аппаратов в аварийных ситуациях при отказе одного или нескольких агрегатов системы подачи топлива. Устройство оснащено переключающим краном, имеющим два входа и два выхода, первый вход крана связан с выходом регулятора, а первый выход - с входом насоса, второй выход крана связан с распределителем топлива, причем устройство оснащено дозатором с приводом перемещения его дозирующего элемента и пультом управления, включающим переключатель подачи электропитания, имеющий возможность соединения с источником электропитания, а также переключатель крана и орган ручного формирования режима подачи топлива, связанные с переключателем, при этом переключатель крана связан с краном, а орган ручного формирования режима подачи топлива связан с приводом перемещения дозирующего элемента дозатора, вход которого связан с выходом топливного насоса, а выход связан с вторым входом переключающего крана. Технический результат изобретения - обеспечение возможности ручного управления подачей топлива в ГТД при отказе системы топливопитания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к способу и блоку управления подачей топливного газа (SG, NG) в горелку (3) газовой турбины, согласно которым: топливо (SM), содержащее газ с низкой теплотворной способностью (SG) подают в горелку (3) с расходом, который регулируют как функцию давления (p_SG) подачи источника, определенного как установка (5) газификации, для поддержания давления (p_SG) подачи выше минимального давления (pSGMIN), причем газ с высокой теплотворной способностью (NG) может быть добавлен к газу с низкой теплотворной способностью (SG) для достижения требуемой нагрузки (PSX) посредством регулирования расхода газа с высокой теплотворной способностью (FNG) как функции давления (p_SG) подачи для поддержания давления (p_SG) подачи ниже максимального давления (pSGMAX). Технический результат - получение максимальной мощности газовой турбины, используя сингаз, имеющийся в установке газификации. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют скорость изменения температуры газов за турбиной компрессора и частоту вращения ротора турбокомпрессора, если скорость уменьшения температуры газов ниже первой наперед заданной величины и скорость уменьшения частоты вращения ротора турбокомпрессора ниже второй наперед заданной величины в течение наперед заданного промежутка времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе эксплуатации ГТУ, формируют сигнал «Погасание КС» и прекращают запуск ГТУ. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ. За счет повышения качества работы САУ обнаруживается погасание КС в процессе запуска ГТУ, что позволяет избежать перегрева турбины ГТУ и, как следствие, повышает надежность работы ГТУ. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Устройство сгорания для выполнения способа управления топливным коэффициентом в трубопроводах подачи топлива, питающих устройство сгорания, образованного, в частности, газовой турбиной, содержит входящий трубопровод (27) подачи топлива, который подает топливо к множеству трубопроводов (24, 25) подачи топлива к одной или более горелок (12), причем горелки ассоциированы с объемом сгорания. Температурный датчик (32) расположен в устройстве так, чтобы иметь возможность переносить информацию о температуре, относящейся к части (31) устройства, которая должна быть защищена от перегрева. Устройство также содержит устройство (36) управления, которое детектирует выходной сигнал датчика и в зависимости от этого выходного сигнала изменяет подачи топлива к одной или более из горелок так, чтобы поддерживать температуру упомянутой части, подлежащей защите, ниже максимального значения, при поддержании подачи топлива во входящем трубопроводе подачи топлива к устройству, по существу, постоянной. Устройство управления также стремится настроить рабочие условия устройства таким образом, чтобы поддерживать осцилляции давления ниже максимального значения. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области энергетики и предназначена для использования в системах регулирования энергетических установок. Регулятор расхода рабочей среды для системы автоматического регулирования содержит выполненные в корпусе входной и выходной каналы, связанные между собой через дросселирующие элементы, выполненные заодно со штоком. Шток перемещается в двух опорных узлах и соединен через резьбовое соединение с шаговым электродвигателем. Последний в свою очередь соединен электрической связью с датчиком обратной связи через блок управления. Резьбовое соединение и датчик обратной связи размещены в полостях, связанных с окружающей средой. Дросселирующие элементы выполнены профилированными с диаметрами дросселирующих кромок, меньшими внутреннего диаметра соответствующих отверстий неподвижной гильзы. Наружная резьба выполнена на хвостовике штока и взаимодействует с соответствующей внутренней резьбовой ходовой гайки, жестко закрепленной в корпусе с возможностью фиксации в измененном угловом положении. На концевой части штока соосно с ним жестко закреплена вилка. Выступы вилки взаимодействуют с пазами крестовины. Крестовина установлена в муфте шагового электродвигателя так, что она имеет свободу перемещения относительно оси вала электродвигателя в плоскости, перпендикулярной оси вала в двух взаимно перпендикулярных направлениях. Изобретение направлено на повышение надежности и долговечности и снижение себестоимости изготовления регулятора расхода. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение предназначено для устройства питания топливом двигателя летательного аппарата, в частности газотурбинного авиационного двигателя. Центробежный насос, приводимый в движение при помощи механического соединения с двигателем, имеет входную часть низкого давления, принимающую топливо из топливного контура летательного аппарата, и выходную часть высокого давления, связанную с контуром регулирования расхода топлива, подаваемого в двигатель. Устройство содержит также вспомогательную насосную установку с электрическим управлением, имеющую входную часть, связанную с топливным контуром летательного аппарата, и выходную часть, связанную с контуром регулирования расхода топлива, чтобы иметь на своем выходе топливо при некотором минимальном заданном определенном давлении, причем давление топлива, подаваемого в контур регулирования, является наиболее высоким из давлений, выдаваемых параллельно центробежным насосом и вспомогательной насосной установкой. Такое выполнение устройства позволит создать устройство питания топливом двигателя летательного аппарата с наилучшей оптимизацией с точки зрения массы и потребления мощности. 13 з.п. ф-лы. 5 ил.

Устройство питания топливом содержит канал питания топливом, принимающий топливо под нерегулируемым давлением, подаваемое насосом, устройство измерения расхода топлива в канале, первый управляемый клапан с изменяемым отверстием, установленный в канале питания, систему управления, связанную с устройством измерения расхода и с первым клапаном для управления этим клапаном с тем, чтобы подавать в двигатель требуемый расход топлива в нормальном режиме функционирования двигателя, второй управляемый клапан с изменяемым отверстием, установленный в канале питания последовательно с первым клапаном, и средства управления вторым клапаном, позволяющие выдавать в двигатель уменьшенный расход топлива, корректируемый в ответ на выявление чрезмерного превышения скорости вращения или чрезмерную тягу двигателя. Такое выполнение устройства позволит обеспечить регулирование расхода топлива после выявления чрезмерного превышения скорости вращения двигателя. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система предназначена для подачи топлива в камеру сгорания воздушно-реактивного двигателя с возможностью многократного подключения и отключения подачи. Система содержит дозатор расхода топлива, регулятор постоянного перепада давлений (РППД) топлива на дозаторе, состоящий из чувствительного и исполнительного элементов, а также клапан прекращения подачи топлива и клапан блокировки РППД. При отключении подачи топлива клапан прекращения подачи топлива соединяет пружинную полость исполнительного элемента РППД с магистралью отвода топлива к форсункам, вследствие чего исполнительный элемент РППД закрывает отвод отдозированного топлива к форсункам двигателя. При подключении подачи топлива клапан блокировки РППД соединяет управляющую полость исполнительного элемента РППД с магистралью отвода топлива к форсункам двигателя, обеспечивая заданное быстродействие движения исполнительного элемента РППД на открытие, при достижении заданного перепада давлений топлива на дозаторе золотник блокировки РППД отсекает управляющую полость исполнительного элемента РППД от магистрали отвода топлива к форсункам двигателя. Такое выполнение системы позволит повысить экономичность двигателя и увеличить дальность полета летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления запуском газотурбинных двигателей, используемых в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетической отраслях. Способ управления подачей топлива на запуске газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что на этапе запуска до момента замыкания обратной связи по частоте измеряется частота вращения ротора газогенератора, температура продуктов сгорания и формируется управляющее воздействие на исполнительный орган - клапан, дозирующий подачу топлива в камеру сгорания, величина управляющего воздействия определяется по программной зависимости с последующей ее коррекцией, коррекция осуществляется по температуре продуктов сгорания, при этом по мере приближения к предельной температуре продуктов сгорания коэффициент коррекции плавно изменяется от единицы при температуре ниже, чем ограничительная уставка за вычетом зоны торможения, до порогового ненулевого значения при температуре выше ограничительной уставки в соответствии с определенной зависимостью. Данный способ обеспечивает повышение надежности запуска газотурбинного двигателя путем снижения температуры продуктов сгорания, уменьшения времени нахождения двигателя в зоне резонансных частот вращения, уменьшения времени запуска, увеличения ресурса двигателя. 3 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способам регулирования подачи топлива в камеру сгорания. Способ включает изменение расхода топлива в коллекторы топливных контуров камеры сгорания в зависимости от мощности установки. При осуществлении способа предварительно вводят камеру сгорания в область пульсационного горения, измеряют давление и уровень пульсаций давления в камере сгорания и при достижении уровня пульсаций, составляющего более 1% от величины давления в камере сгорания, фиксируют минимальную амплитуду вибраций корпуса двигателя в области камеры сгорания вибродатчиком в диапазоне частот 350-900 Гц и принимают эту величину за максимально допустимую. При эксплуатации установки измеряют амплитуду вибраций корпуса двигателя в области камеры сгорания и при превышении ее значения, максимально допустимого в выбранном диапазоне частот, дополнительно изменяют расход топлива, по меньшей мере, в один коллектор до устранения вибрационного горения, после чего восстанавливают расход топлива в топливные коллекторы до первоначального уровня. Изменение расхода топлива в коллекторы топливных контуров может производиться путем перераспределения топлива между топливными коллекторами. Данный способ обеспечивает устойчивое горение бедных гомогенных смесей при поддержании низких уровней выбросов оксидов азота. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.