×
14.12.2018
218.016.a6ce

Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя. Способ создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давления или температуру топлива на необходимом уровне. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет исключить ограничения по расходу и давлению топлива при низкой частоте вращения газотурбинного двигателя, снизить величины подогрева топлива от топливного насоса с нерегулируемой производительностью (механический привод) на основных режимах газотурбинного двигателя с низким расходом топлива, повысить отказоустойчивость газотурбинного двигателя по функциональному отказу «самопроизвольное выключение», обеспечить условия для достижения длительных ресурсов топливных насосов, получить оптимальные массогабаритные параметры топливных насосов. 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД).

Известна система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая электронный регулятор (контроллер), вход которого соединен с датчиками параметров двигателя и режима полета, последовательно соединенные электронасос высокого давления и дозирующий механизм. Недостатком такой системы для ГТД с большой тягой являются: повышенные массогабаритные характеристики электронасоса, зависимость надежности ГТД на критичных режимах полета (взлет, посадка) от качества электрического питания электропривода насоса, необходимость в большой мощности и высокой надежности источников электропитания и вторичных преобразователей электропитания электропривода насоса, трудности в обеспечении достаточной надежности электропривода насоса большой мощности в условиях работы ГТД в течение длительных ресурсов (Патент RU №2329387, МПК F02C 9/26, опубл. 20.07.2008). При этом наиболее распространенные топливные системы авиационных ГТД оборудуются топливным насосом с механическим приводом, имеющим значительные преимущества по массогабаритным показателям и высокой подтвержденной надежности.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ работы топливной системы вспомогательной силовой установки ГТД, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что осуществляют подачу топлива в камеру сгорания (далее КС) ГТД на частотах вращения ГТД 1-8% за счет включения и работы топливного насоса с электрическим приводом, когда частота вращения топливного насоса с механическим приводом недостаточна для обеспечения необходимого расхода топлива, при достижении частоты вращения ГТД более 8% контроллером выключают топливный насос с электрическим приводом, осуществляют подачу топлива в КС за счет работы топливного насоса с механическим приводом (Патент US №9206775, МПК B64D 37/34, F02C 7/236, F02M 31/16, F02M 37/00, опубл. 08.12.2015).

Недостатком известной топливной системы вспомогательной силовой установки ГТД, является то, что при эффективном применении аналогичных подходов к конструкции для маршевого авиационного двигателя, требуются другие комбинации режимов работы двух топливных насосов с регулируемой (топливный насос с электроприводом) и нерегулируемой производительностью (топливный насос с механическим приводом).

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в эффективном использовании на маршевом авиационном ГТД преимуществ двух топливных насосов с разным типом приводов, минимизации их недостатков и получения высоких удельных и оптимальных параметров топливных насосов, в исключении ограничений по расходу и давлению топлива по частоте вращения компрессора высокого давления на этапе розжига КС при запуске ГТД, в снижении величины подогрева топлива от топливного насоса с нерегулируемой производительностью (механический привод) на основных режимах с низким расходом топлива (в зоне режимов: малый газ, полетный малый газ, крейсерский полет), в повышении отказоустойчивости двигателя по функциональному отказу «самопроизвольное выключение», в обеспечении условий для достижения длительных ресурсов топливных насосов, в получении оптимальных массогабаритных параметров топливных насосов.

Техническая задача решается тем, что в способе создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающемся в том, что обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давление или температуру топлива на необходимом уровне.

В предлагаемом изобретении обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давление или температуру топлива на необходимом уровне, что обеспечивает эффективное использование на маршевом авиационном газотурбинном двигателе преимуществ двух топливных насосов с разным типом привода.

На фиг. 1 представлена схема способа создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе ГТД.

Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе ГТД осуществляется следующим образом. Топливный насос с электрическим приводом 1 используется как основной насос на начальном этапе запуска ГТД (не показан), обеспечивая процессы подачи топлива в КС (не показан) и подачу рабочей жидкости (топлива) для работы гидроприводных агрегатов для запуска двигателя.

Топливный насос с механическим приводом 2 от коробки приводов 5 на начальном этапе запуска двигателя работает в замкнутом контуре. Подключение к процессам подачи топлива в КС топливного насоса с механическим приводом 2 происходит плавно по мере увеличения частоты вращения насоса и выхода двигателя на режим малого газа. При этом используемая производительность топливного насоса с электрическим приводом 1 соответственно снижается.

Режим земного малого газа и все режимы двигателя с более высокими частотами вращения роторов ГТД и приводного вала топливного насоса с механическим приводом 2 полностью обеспечиваются работой топливного насоса с механическим приводом 2 для подачи необходимого расхода топлива в КС двигателя и создания необходимого давления рабочей жидкости для работы гидроприводных агрегатов. При этом топливный насос с электрическим приводом 1 в зависимости от потребностей двигателя может быть выключен, либо работать в замкнутом контуре с пониженной подачей, либо подключаться к подаче топлива в КС, либо для поддержания необходимых параметров давления и температуры топлива в особых условиях.

Контроллер 4 по показаниям измерений датчиков 6 управляет подключением и режимами работы топливного насоса с электрическим приводом 1 и дозатором/распределителем топлива 3. Дозатор/распределитель топлива 3 обеспечивает дозирование топлива в КС и распределение топлива по топливной системе.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными признаками, позволяет исключить ограничения по расходу и давлению топлива по частоте вращения при запуске газотурбинного двигателя, снизить величины подогрева топлива от топливного насоса с нерегулируемой производительностью топливного насоса с механическим приводом на основных режимах с низким расходом топлива, повысить отказоустойчивость двигателя по функциональному отказу «самопроизвольное выключение», обеспечить условия для достижения длительных ресурсов топливных насосов за счет распределения функций по разным режимам работы газотурбинного двигателя и по длительности включения, получить оптимальные массогабаритные параметры топливных насосов.

Способ создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более, чем на режиме земного малого газа, обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давления или температуру топлива на необходимом уровне.
Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя
Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 44 items.
13.01.2017
№217.015.8855

Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам автоматической защиты газотурбинного двигателя от раскрутки турбины при ее отсоединении от вала компрессора. Для определения технического состояния двигателя дополнительно определяют начальную S и текущую S...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002602644
Дата охранного документа: 20.11.2016
13.01.2017
№217.015.8f83

Валопровод газотурбинного двигателя и способ его сборки

Изобретения относятся к двигателестроению, а именно к конструкциям привода коробок приводных агрегатов газотурбинного двигателя, и могут быть использованы в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения. Валопровод газотурбинного двигателя включает промежуточную опору,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002605161
Дата охранного документа: 20.12.2016
13.01.2017
№217.015.8fa8

Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к реверсивным устройствам газотурбинных двигателей. Устройство для присоединения реверсивного устройства к переднему корпусу двигателя включает «пушечный» замок с подвижным кольцом. Подвижное кольцо выполнено цельным по окружности, имеет...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002605160
Дата охранного документа: 20.12.2016
25.08.2017
№217.015.b103

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор высокого давления, спрямляющий аппарат которого размещен на двух упругих обечайках диффузора камеры сгорания. Спрямляющий аппарат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002613101
Дата охранного документа: 15.03.2017
25.08.2017
№217.015.b941

Шевронное сопло газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615309
Дата охранного документа: 04.04.2017
25.08.2017
№217.015.c51b

Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Т, характеризующий температурное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002618171
Дата охранного документа: 02.05.2017
20.06.2018
№218.016.64e3

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658163
Дата охранного документа: 19.06.2018
25.06.2018
№218.016.65c1

Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке. Кольцевой патрубок (1) выполнен цельносварным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658711
Дата охранного документа: 22.06.2018
09.08.2018
№218.016.787c

Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги

Изобретение относится к области авиации и касается разработки и производства элементов газотурбинного двигателя самолета. При изготовлении секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов в продольные и поперечные канавки оправки непрерывным жгутом из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663249
Дата охранного документа: 03.08.2018
28.08.2018
№218.016.8027

Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД. Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664900
Дата охранного документа: 23.08.2018
Showing 1-10 of 22 items.
20.03.2016
№216.014.c780

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

(57) Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения. Способ заключается в том, что измеряют давление и температуру воздуха на входе в газотурбинный двигатель,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002578012
Дата охранного документа: 20.03.2016
13.01.2017
№217.015.8855

Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам автоматической защиты газотурбинного двигателя от раскрутки турбины при ее отсоединении от вала компрессора. Для определения технического состояния двигателя дополнительно определяют начальную S и текущую S...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002602644
Дата охранного документа: 20.11.2016
25.08.2017
№217.015.c51b

Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Т, характеризующий температурное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002618171
Дата охранного документа: 02.05.2017
28.08.2018
№218.016.8027

Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД. Многоколлекторное устройство подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664900
Дата охранного документа: 23.08.2018
28.08.2018
№218.016.804b

Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя. Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя включает связанные друг с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664901
Дата охранного документа: 23.08.2018
13.09.2018
№218.016.8775

Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета

Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета заключается в регистрации обледенения самолета с помощью блока (1), передаче данных об обледенении из системы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666886
Дата охранного документа: 12.09.2018
25.10.2018
№218.016.9550

Способ защиты газотурбинного двигателя от многократных помпажей компрессора

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем (ГТД) путем прекращения многократных помпажей компрессора, характеризуемых сильными низкочастотными колебаниями параметров потока в проточной части и вибрациями элементов двигателя. В данном...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002670469
Дата охранного документа: 23.10.2018
20.02.2019
№219.016.bea5

Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета включает в себя вычислительный модуль (1) управления тягой, электронный регулятор (2), топливный насос-регулятор (4), тросовый механизм (7), а также...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002393977
Дата охранного документа: 10.07.2010
20.02.2019
№219.016.bf00

Способ защиты газотурбинного двигателя от перегрева

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева. Техническая задача заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002315885
Дата охранного документа: 27.01.2008
20.02.2019
№219.016.c30d

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей (ГТД) заключается в изменении частот вращения n двигателей по программе n =f(L, Т, Р), где: L - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в ГТД, Р - давление воздуха на входе в ГТД....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406849
Дата охранного документа: 20.12.2010
+ добавить свой РИД