Устройство для подачи топлива в камеру сгорания

Авторы патента:

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

ОПИСАНИЕ

ИЗОБАТЕ 1 Е Н И Я

Со1оэ Советских

Социалистических

Республик

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 24.1Х.1966 (№ 1103419/24-6) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 20.Х.1967. Бюллетень ¹ 22

Дата опубликования описания 8.1.19б8

Кл. 46f, 13

МП1 Г 02с

Комитет по делам иввбретеиий и открытий лри Совете Мииистров

СССР

УДК 621 438-44-574 (088.8) Авторы изобретения М. А. Честнов, И. М. Башмаков, Н, Ф. Федотов и Ю. H. Галкин

Заявитель

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОДАЧИ ТОПЛИВА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ

Предмет изобретения

Известны устройства для подачи топлива в камеру сгорания турбокомпрессорного стартера, содержащие насос, подающий топливо в основную магистраль с установленным на ней перепускным клапаном регулятора, поддерживающим заданный расход в соответствии с давлением воздуха за компрессором, и вспомогательную магистраль. Осуществить запуск таких устройств на вязком топливе в условиях низких отрицательных температур практически невозможно. Поэтому запуск обычно производят на вспомогательном топливе, например бензине, или с применением подогрева, что усложняет устройство.

Предлагаемое устройство отличается тем, что на основной и вспомогательной магистралях установлены соответственно двусторонний и односторонний магниты, управляемые датчиками давления воздуха за компрессором, что позволяет включать в работу клапан регулятора и подавать топливо с высоким давлением.

На чертеже показано предлагаемое устройство, При запуске стартера ротор турбокомпрессора 1 раскручивается специальным электродвигателем, благодаря чему создается давление воздуха за компрессором. Шестеренчатый топливный насос 2 создает высокое давление топлива, которое подается к одноканальным односопловым форсункам 8 через односторонний электромагнитньш клапан 4 по сигналу датчика давления воздуха 5 за компрессором.

При подаче к форсункам топлива с высоким давлением включается устройство для непосредственного розжига 6, выполненное в виде запальной свечи.

После воспламенения топлива в камере сгорания осуществляется дальнейший разгон ро10 тора турбокомпрессора, в результате чего происходит повышение давления воздуха за компрессором и по сигналу датчика давления воздуха за компрессором включается двусторонний электромагнитный клапан 7, открываю15 щий доступ топлива на клапан регулятора 8.

Давление топлива перед форсункамн уменьшается до величины, обеспечивающей работу турбокомпрессора при разгоне его ротора, т. е. осуществляется выход на заданную характе20 ристику клапана-регулятора. Благодаря этому происходит плавный Выход HB заданнъ|е обороты турбостартера и обеспечивается его необходимый температурный режим.

Устройство для подачи топлива в камеру сгорания турбокомпрессорного стартера, содержащее насос, подающий топливо в основ30 ную магистраль с установленным на ней пере204839

Составитель А. Скобелев

Редактор П. Вербова Техред Т. П. Курилко Корректоры; О. Б, Тюрина,и И. В, Черняк

Заказ 4215/2 Тираж 535 Подписное

ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР

Москва, Центр, пр. Серова, д. 4

Типография, пр. Сапунова, 2 пускным клапаном регулятора, поддерживающим заданный расход в соответствии с давлением воздуха за компрессором, и вспомогательную магистраль, отличающееся тем, что, с целью надежного запуска стартера при низких температурах, на основной и вспомогательной магистралях установлены соответственно двусторонний и односторонний электромагниты, управляемые датчиками давления воздуха за компрессором, с тем, чтобы включать в работу клапан регулятора и подавать топливо с высоким давлением.

Устройство для подачи топлива в камеру сгорания

Похожие патенты:

Топливная система // 199685

Патент 198836 // 198836

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

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.

Системы подачи топлива летательного аппарата // 2627883

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер. Для подачи топлива из топливного бака к силовой установке ЛА используют насосы, расположенные ниже и выше по потоку соответственно, управляют насосом при падении абсолютного давления на впуске в расположенный ниже насос или рядом с ним ниже заданного порогового значения. Обеспечивается необходимое давление для подачи топлива. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя // 2636360

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе - аварийных. Система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы и упрощение ее конструкции. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.