Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель

Авторы патента:

F02C9/26 - управление топливоподачей (F02C 9/48 имеет преимущество; клапаны системы топливоподачи F02C 7/232)

Владельцы патента RU 2500910:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

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 электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известно устройство для управления расходом топлива в ГТД, содержащее пусковой дозатор, обеспечивающий подачу постоянного расхода топлива - расхода розжига, определяемого для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем, Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1965 г., с.324-328.

Недостатком известного устройства является его низкая эффективность с точки зрения обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, невозможность использования для управления современными ГТД а именно турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности (ТРДЦ), такими, например, как двигатели ПС-90А2 и ПД-14.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, Шульгин В.А, Гайсинский О.Я. «Двухконтурные ТРД малошумных самолетов», М., «Машиностроение», 1984 г., с.23.

Недостатком этого устройства является то, что оно не обеспечивает выполнение требований по надежности и безопасности, предъявляемых к САУ современных авиационных ГТД. Так, например, в ТЗ на САУ двигателя ПД-14 заданы следующие показатели надежности и безопасности:

- отказы САУ, приводящие к нелокализованному разрушению двигателя, не допускаются.

- средняя наработка на отказ САУ, приводящий к выключению двигателя, должна составлять не менее 1500000 часов.

- вероятность отказа САУ, приводящего к неуправляемому превышению тяги двигателя (к опасным последствиям), не более 0,7×10^-8 на один час полета.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности выключения двигателя в полете, должна быть не более 0,5×10^-8 на один час полета.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности управления режимом двигателя, должна быть не более 6,7×10^-7 на один час полета.

Снижение надежности обусловлено следующими факторами.

Сами по себе ЭМК и золотник останова являются достаточно сложными электрогидромеханическими устройствами с реальной интенсивностью отказов. В соответствии со статистикой эксплуатации, суммарная вероятность отказа пары (ЭМК + золотник останова) находится в диапазоне (0,2-0,38)×10^-5.

Т.о. предъявляемые к современным САУ ГТД требованиям не выполняются, что снижает надежность работы двигателя и безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, ЭМК, выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, 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.

На чертеже представлена схема заявляемого устройства.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД) параметров двигателя и воздуха на входе в двигатель, электронный регулятор 2 (ЭР) режимов работы двигателя, блок электрогидропреобразователей (ЭГП) 3, дозатор 4 топлива (ДТ), золотник 5 останова (30), причем ДТ 4 соединен с БД 1, ЭМК 6, выход которого соединен с командной полостью ЗО 5 (на фигуре не показана), управляемый вход - со вторым выходом ЭР 2, первый гидравлический вход - с магистралью низкого давления (на фигуре обозначена Рсл), второй 7 и третий 8 ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК 6 соединен с выходом второго ЭМК 7, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК 8, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй - с магистралью высокого давления (на фигуре обозначена Рнас), управляемый вход второго ЭМК 7 соединен через диодную развязку 9 с третьим выходом ЭР 2 и тумблером 10 «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК 8 - с тумблером 10.

Устройство работает следующим образом.

На работающем двигателе ЭМК 6, 7, 8 обесточены (электросигналов уровнем 27 В с первого и второго выхода ЭР 2 и от тумблера 10 нет), командная полость ЗО 5 соединена посредством всех 3-х ЭМК с магистралью высокого давления (Рнас). ЗО 5 находится в положении «Открыт», что обеспечивает беспрепятственный подвод топлива от ДГ 4 через ЗО 5 в камеру сгорания ГТД.

В случае возникновения условий для прекращения подачи топлива в двигатель (необходимость штатного останова двигателя или необходимость аварийного останова двигателя - при раскрутке турбины вентилятора или помпаже компрессора) по командам ЭР 2 или в соответствии с командой пилота (тумблер 10 «Останов» в кабине самолета) на требуемый ЭМК подается напряжение 27 В. ЭМК, на который подано напряжение, обеспечивает соединение первого своего входа, соединенного с магистралью низкого давления (Рсл), с его выходом и одновременное отключение второго входа от данного выхода. Тем самым, независимо от положения данного ЭМК в гидравлической цепи их соединения, обеспечивается соединение командной полости ЗО 5 с магистралью низкого давления (Рсл) и, соответственно, прекращение подачи топлива в КС двигателя и соединение выхода дозатора 4 с магистралью низкого давления (Рсл).

Учитывая, что каждый канал соединения соответствующего входа ЭМК с его выходом имеет определенное гидравлическое сопротивление, для обеспечения максимально быстрого прекращения подачи топлива в двигатель в случае помпажа или в случае предотвращения раскрутки турбины вентилятора ЭМК 6, выход которого непосредственно гидравлически соединен с командной полостью ЗО 5, электрически соединен с первым и вторым выходами защиты ЭР 2.

Предложенная электрическая схема соединения ЭМК 7 с учетом гидравлической связи ЭМК с ЗО 5 обеспечивает двухканальное управление остановом двигателя как по командам ЭР 2, так и по командам из кабины - от тумблера 10.

Т.о. резервированная схема параллельно работающих электромагнитных клапанов (а именно ЭМК является «слабым» звеном в паре ЭМК+ЗО в смысле надежности) обеспечивает повышение надежности работы двигателя и безопасность ЛА.

Устройство для управления расходом топлива в газотурбинный двигатель (ГТД), содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, отличающееся тем, 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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета // 2493051

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов.

Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2490493

Изобретение относится к автоматическому регулированию подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. .

Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель // 2489592

Способ управления газотурбинным двигателем со свободной турбиной для электростанций малой и средней мощности // 2476971

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС) малой и средней мощности.

Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости // 2476703

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей летательных аппаратов на переходных режимах.

Система подачи топлива в газотурбинный двигатель // 2476702

Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель // 2474712

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления // 2474711

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. .

Устройство управления положением исполнительного механизма, устройство управления потоком топлива в авиационном двигателе с упомянутым устройством управления положением и авиационный двигатель // 2459124

Способ управления расходом топлива в двухтопливную камеру сгорания судовой газотурбинной установки // 2500911

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.

Двухканальная система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя // 2504677

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.

Устройство для управления положением дозирующего узла регулятора газа или жидкости (варианты) // 2513545

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.

Способ поэтапного изменения подачи топлива в устройстве с камерой сгорания // 2526410

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 0о до приблизительно 90о 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.

Топливный расходомер, имеющий улучшенное регулирующее устройство // 2531838

Изобретение относится к топливному расходомеру, в который подают топливо с помощью насоса, имеющего входное отверстие и выходное отверстие. Регулирующее устройство содержит поршень, отделяющий вдоль оси вторую камеру от третьей камеры, соединенный с выходным отверстием измерительного клапана, включает в себя соединительный элемент, выполненный с возможностью взаимодействия с элементом клапана, вторую пружину, размещенную в третьей камере, которая прикладывает осевое усилие к поршню, в результате чего проявляется тенденция удержания поршня отсоединенным от элемента клапана, регулирующее устройство также включает в себя канал для соединения второй камеры с третьей камерой. Технический результат изобретения - повышение надежности топливного расходомера. Описаны также топливный контур для турбинного двигателя и турбинный двигатель. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Входное устройство для предварительного смешивания топлива и воздуха, а также узел, содержащий такое устройство, систему выделения/преобразования энергии и газовую турбину (варианты) // 2537109

Устройство для предварительного смешивания топлива и воздуха, предназначенное для использования перед впускным отверстием основного канала потока текучей среды системы выделения/преобразования энергии и отделенное от зоны тепловыделения в системе выделения/преобразования энергии, содержит множество концентрических, копланарных, некруглых, кольцевых элементов с аэродинамической формой, множество расположенных в радиальном направлении спицеобразных элементов. Элементы с аэродинамической формой выполнены концентрическими, копланарными, некруглыми, кольцевыми, расположены выше по потоку впускного отверстия, выровнены в аксиальном направлении относительно проточного канала. Каждый кольцевой элемент имеет внутренний канал для топлива и множество отверстий для впрыска топлива. Между каждыми двумя кольцевыми элементами образован кольцевой канал. Отверстия для впрыска топлива ориентированы для впрыска топлива под углом, имеющим абсолютную величину от приблизительно 0 до приблизительно 90 градусов относительно аксиального направления; и имеют неодинаковые диаметры. Каждое отверстие спарено с отверстием другого диаметра на соседнем кольце. Спицеобразные элементы с аэродинамической формой расположены в радиальном направлении, копланарны относительно кольцевых элементов и соединены с этими кольцевыми элементами. По меньшей мере, один из спицеобразных элементов имеет внутренний канал для топлива, который сообщается по текучей среде с внутренними каналами в кольцевых элементах, к которым присоединен спицеобразный элемент. Устройство для предварительного смешивания расположено на полости с захваченным вихрем так, что воздушно-топливная смесь вводится в полость с захваченным вихрем под углом, тангенциальным рециркулирующему потоку в полости, так что воздушно-топливная смесь соединяется с потоком вихря приблизительно сонаправленно с указанным вихревым потоком. Изобретение направлено на обеспечение равномерного распределения топлива по площади поперечного сечения впускного отверстия камеры сгорания, получения однородной воздушно-топливной смеси, стабилизации горения в полости с захваченным вихрем и уменьшения длины зоны предварительного смешивания. 6 н. и 15 з.п. ф-лы, 15 ил.

Устройство дозирования топлива в газотурбинный двигатель // 2537665

Изобретение используется в системах автоматического регулирования дозирования топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Технический результат: экономия топлива за счет повышения стабильности статических и динамических характеристик устройства дозирования топлива, повышения точности дозирования топлива в газотурбинный двигатель с одновременным повышением точности всей системы управления газотурбинным двигателем. Устройство дозирования топлива в газотурбинный двигатель содержит первый и второй широтно-импульсные модуляторы и блок управления, подключенный к входам первого и второго широтно-импульсных модуляторов, выходы которых через соответствующие электромагнитные клапаны соединены с полостью сервопоршня дроссельной иглы и с полостью клапана постоянного перепада давления, причем шток сервопоршня соединен с дроссельной иглой переменного сечения, за счет чего камера топливопитания делится на две полости, одна из которых соединена с камерой сгорания двигателя, а другая - с топливным насосом и клапаном постоянного перепада давления, причем блок управления содержит последовательно соединенные электронный регулятор и логическое устройство, которое соединено с входами первого и второго широтно-импульсных модуляторов, и обеспечивает переключение управления в зависимости от величины ошибки рассогласования. 3ил.

Электроприводной насос // 2540204

Электроприводной насос для газотурбинного двигателя (ГТД) содержит насос подачи рабочей среды и электропривод, включающий в себя электродвигатель и блок управления частотой его вращения, связанный с электродвигателем, датчиками и системой управления высшего уровня. Электроприводной насос также содержит модуль, служащий для неизмеряемого расчетного определения расхода рабочей среды. Модуль выполнен в виде цифрового устройства, имеющего входы для поступления сигналов из блока управления о частоте вращения электродвигателя nэд и тока в его силовых обмотках Iэд, содержащего память со значениями предварительно полученной экспериментальной зависимости расхода рабочей среды от косвенных параметров в виде частоты вращения электродвигателя и тока в его силовых обмотках и алгоритм вычисления расчетного значения объемного расхода Qн по экспериментальным значениям и измеряемым значениям сигналов с датчиков частоты вращения электродвигателя и тока в его силовых обмотках, основанный на зависимости Qн=f(nэд,Iэд). Технический результат заключается в повышении надежности и качества контроля или управления газотурбинным двигателем за счет безинерционного определения величины расхода рабочей среды на выходе насоса, в том числе в алгоритмах управления ГТД на переходных режимах его работы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2549920

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей. Согласно способу измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель. Дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал. Технический результат изобретения - повышение эффективности регулирования двигателей в зависимости от условий полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Парогазовая установка с пароприводным дозатором-компрессором газового топлива // 2550214

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка с пароприводным дозатором-компрессором газового топлива содержит газотурбинный двигатель с камерой сгорания и регулирующим клапаном по топливу, турбогенератор, энергетическую паровую турбину, установленную на валу турбогенератора, котел-утилизатор с паровыми контурами одного или более давлений, систему трубопроводов газа, пара и воды с регулирующей и запорной арматурой, причём установка также содержит компенсационную турбину, установленную на одном валу с приводной паровой турбиной и дозатором-компрессором в общем герметичном корпусе со стороны дозатора-компрессора. Изобретение позволяет упростить создание пароприводного дозатора-компрессора и наладку его работы в оптимальном режиме в широком диапазоне нагрузок газотурбинного двигателя, а также повысить показатели тепловой эффективности парогазовой установки. 1 ил.