Патент ссср 198836

Авторы патента:

F16K17 - Предохранительные клапаны; клапаны, выравнивающие давление (предохранительные клапаны для аэрозольной упаковки B65D 83/70)

F02C7/236 - система подачи топлива с двумя и более насосами

ОПИСАН И Е

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союз Советские

Социалистические

Республик

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 28.! Х,1965 (№ 1029814/25-8) Кл. 46f, 15 с присоединением заявки №

Приоритет

МПК F 02с

УДК 621.438-546 (088.8) Комитет по делам изобретений и открытий ори Совете Министров

СССР

Опубликовано 28.V1.1967. Бюллетень № 14

Дата опубликования описания 15.VI I I.1967.."..х (. "т1УЗ11Л!»

К. А. Щенников и А. И. Гительман

1 ч 3 Тj 11 " г:"

Ленинградский Кировский завод 1 ;„<111 „, Авторы изобретения

Заявители

ПНЕВМАТИЧЕСКИЙ УЗЕЛ СИЛОВОЙ КОМПЕНСАЦИИ

КОМАНДНОГО ДАВЛЕНИЯ

Уже известен узел силоьой компенсации аналогичного типа, в котором для устранения вибраций сопло снабжено дросселирующим отверстием.

Предложенный пневматический узел силовой компенсации командного давления, выполненный в виде подпружиненного клапана, взаимодействующего с седлом и соплом с мембраной, отличается тем, что кольцевая подмембранпая полость сообщена с допол замкнутой полостью через регулируемый дросселируюШий канал.

Пневматический узел силовой компенсации командного давления предложен с целью обеспечения ьозможности регулировки рабочей ха р а ктер исти к и.

На чертеже показан пневматический узел силовой компенсации, продольный разрез.

Предложешгый узел состоит из подпружиненного клапана 1, взаимодействующего с

< едлом 2 и соплом 8 с мембраной 4 и снабжен дополнительной замкнутой полостью 5, соединенной регулируемым дросселирующим каналом 6 с дросселирующим устройством 7 с подмембранной полостью Л.

Узел работает следующим образом. При воздсйстшш задающси силой Q через сопло 8

Л и Б, в которых устанавливается давление, компенсирующее силу Q, и клапан, закрываясь, прекращает доступ воздуха в полости Л

H Ь.

Для исключения резкого заполнения полости Л сжатым воздухом и возможного отбрасывания сопла 8, что вызывает автоколебания, полость Л соединена регулируемым дроссели10 рующим каналом 6 с дополнительной замкнутои полостью 6 через дросселирующее устройство 7. Это обеспечивает регулирование плавного нарастания давления в полости Л и устраняет последующие ударные воздействия сопла на к I3IIBH, что и исключает автоколебания.

Предмет изобретения

Пневматический узел силовой компенсации командного давления, выполненный в виде подпружиненного клапана, взаимодействующего с седлом и соплом с мембраной, отличпюаийгя тем, что, с целью обеспечешгя возможности регулировки рабочей характеристики, кольцевая подмеморанная полость сообщена с дополпительной замкнутой полостью через регулируемый дросселирующий канал.

198836

Составитель Ф. А. Башарон

Редактор T. В. Данилова Техред А. А. Камышникова Корректоры: Г. Е, Опарина и Г. И. Плешакова

Заказ 2629j15 Тираж 535 Подписное

ЦНИИ11И Комитета по делам изобретений и открытии при Совете Министров СССР

Москва, Центр, пр. Серова, д. 4

Типография, пр. Сапунова, 2 у

Похожие патенты:

Шотена 'а. д. старинский // 198156

Исполнительный клапан с защитой от повышения давления // 195275

Предохранительный клапан // 193415

Патент 193311 // 193311

Патент 193240 // 193240

Регулятор давления // 193187

Поршневой регулятор давления газа // 192109

Патент 191293 // 191293

Исполнительный клапан системы регулирования давления в герметической кабине летательного аппарата // 190745

Патент 190741 // 190741

Узел силовой кол\пенсации // 180923

Ограничитель числа оборотов авиационного топливного турбонасоса // 133306

Двигатель внутреннего сгорания // 2140000
Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении

Топливная система // 199685

Устройство для подачи топлива в камеру сгорания // 204839

Устройство для запуска турбореактивного двигателя // 240407

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2507407
Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания. При этом но меньшей мере один из насосов является основным топливоподающим насосом, а другой выполняет функцию вспомогательного. Вход и выход каждого насоса соединены обводным топливным каналом с клапаном, управляющим перетоком по этому каналу. Электропривод основного насоса имеет возможность поддержания заданного расхода топлива в камеру сгорания регулированием частоты вращения ротора электродвигателя или силы тока в его силовых обмотках. Регулятор подачи топлива в камеру сгорания выполнен цифровым и связан выходами с клапанами и собственными входами работы электроприводов по частоте вращения ротора и силе тока, и выполнен с задействованием входа электропривода основного насоса по частоте вращения ротора, а при его отказе - задействованием входа по току в силовых обмотках электродвигателя. Технический результат - сохранение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с электроприводными насосами низкого и высокого давления при отказе любого из насосов и организация ресурсосберегающих режимов их работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства // 2515912
Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2531840
Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем. Элемент гидравлического переключения вставлен между соответствующими выходами насосов. Этот элемент делает возможным в одном положении объединять потоки сброса из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении сбрасывать часть или весь поток сброса из первого насоса в линию подачи низкого давления, элемент электронного управления переключением служит для того, чтобы перемещать элемент гидравлического переключения из одного положения в другое. Технический результат изобретения - упрощение и повышение надежности подачи топлива для авиационного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2532081
Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива. В зависимости от положения плунжера привода впускное отверстие привода может быть соединено с выпускным отверстием высокого давления, соединенным с выходным отверстием второго насоса, или выпускным отверстием низкого давления, соединенным с линией подачи низкого давления. Блок дозирования топлива снабжен сквозными секциями, при этом одна из этих сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода. Технический результат изобретения - повышение надежности дозирования топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил. .

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2619518
Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива. Технический результат изобретения – обеспечение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с поддержанием допустимой точности дозирования топлива при отказе любого из насосов низкого и высокого давления или их электроприводов. 1 ил.