Автоматизированный способ и система запуска авиационного звездообразного поршневого двигателя



Владельцы патента RU 2519007:

Закрытое акционерное общество "Опытно-конструкторское бюро моторостроения" (ЗАО "ОКБМ") (RU)

Изобретение относится к энергетике. Автоматизированный способ запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, в котором в смесесборник топливо подают из дополнительного топливного резервуара, в процессе подачи топлива его переводят в туманообразное состояние, в сформированном туманообразном состоянии смешивают с воздухом, образованную топливовоздушную смесь в такте всасывания подают в цилиндры с одновременной прокруткой коленчатого вала двигателя сжатым до 45-50 атм воздухом, поданным в цилиндры камеры сгорания в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки. Также представлена система запуска для осуществления способа. Изобретение позволяет повысить надежность запуска авиационных двигателей в условиях различного диапазона температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к средствам, обеспечивающим запуск авиационных двигателей внутреннего сгорания (ДВС), и может быть использовано для обеспечения надежного запуска двигателей в условиях низких температур окружающей среды

Из уровня техники выявлено, что наиболее близким по назначению и технической сущности к заявленному техническому решению аналогом (прототипом) является стандартная система воздушного запуска для двигателей семейства М-14 (Авиационный двигатель АИ-14Р. Техническое описание. Н.А Кащенко, Г.Ф.Черный, М.Э.Эльберт, В.Я.Зеземский и др. М.: Государственное научно-техническое издательство ОБОРОНГИЗ, 1961, 85 с.).

В известном способе запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей для прокрутки коленчатого вала двигателя в цилиндр камеры сгорания через распределитель сжатого воздуха подают сжатый воздух из бортового баллона сжатого воздуха, в смесесборник под давлением подают топливо, которое в смесесборнике смешивается с поступающим воздухом с последующей подачей образованной смеси топлива и воздуха в цилиндр камер сгорания.

Топливо в смесесборник подают под давлением 1-2 атм через струйную форсунку ручным насосом.

Известна система запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, включающая бортовой баллон сжатого воздуха, топливный бак, смесесборник с форсункой, распределитель сжатого воздуха, соединенные между собой системой трубопроводов с манометром и электроклапанами.

В известном техническом решении сжатый воздух из бортового баллона поступает в распределитель сжатого воздуха, откуда по трубкам проходит к пусковым клапанам, а затем в камеру сгорания цилиндра, где воздействует на поршень, в результате коленчатый вал проворачивается, засасывая при этом в цилиндры смесь, состоящую из бензина, впрыскиваемого струйной форсункой под давлением 1-2 кг/см2 пусковым насосом в смесесборник, и воздуха. Недостатком этого ручного способа и системы запуска является трудность запуска двигателя при температуре окружающей среды ниже 5°С из-за низкой испаряемости топлива, впрыскиваемого струйной форсункой в смесесборник.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение надежности запуска авиационных двигателей в условиях различного диапазона температур окружающей среды.

Поставленная техническая задача решается тем, что в автоматизированном способе запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, в котором для прокрутки коленчатого вала двигателя в цилиндр камеры сгорания через распределитель сжатого воздуха подают сжатый воздух из бортового баллона сжатого воздуха, в смесесборник под давлением подают топливо, которое в смесесборнике смешивается с воздухом с последующей подачей образованной смеси топлива и воздуха в цилиндры камеры сгорания, топливо в смесесборник подают распыленным до туманообразного состояния, для этого топливо пропускают через шнековую форсунку, установленную в смесесборнике, под давлением 6-10 атм, затем в сформированном туманообразном состоянии топливо равномерно распределяется по всем цилиндрам камеры сгорания в такте всасывания, смешиваясь с воздухом, поступающим в смесесборник, одновременно осуществляют прокрутку коленчатого вала двигателя, для чего из бортового баллона сжатого воздуха через распределитель сжатого воздуха в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки в цилиндры камеры сгорания подают сжатый воздух под давлением 45-50 атм.

В систему запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, включающую бортовой баллон сжатого воздуха, топливный бак, смесесборник с форсункой, распределитель сжатого воздуха, соединенные между собой системой трубопроводов с манометром и электроклапанами, дополнительно введен дополнительный топливный резервуар и воздушный редуктор, в смесесборнике установлена шнековая форсунка, дополнительный топливный резервуар трубопроводом через заливочный насос соединен с топливным баком и системой трубопроводов соединен с одной стороны через воздушный редуктор с бортовым баллоном сжатого воздуха, а с другой стороны - со шнековой форсункой смесесборника.

Сущность заявленного технического решения заключается в том, что топливо в смесесборник подают через шнековую форсунку под давлением из дополнительного топливного резервуара. Проходя через шнековую форсунку, топливо переходит в туманообразное состояние. Распыленное до туманообразного состояния топливо затем равномерно распределяется по всем цилиндрам в такте всасывания.

Более того, одновременно осуществляют прокрутку коленчатого вала двигателя сжатым до 45-50 атм воздухом, который подают из бортового баллона сжатого воздуха в цилиндры камеры сгорания в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки, что обеспечивает запуск звездообразных поршневых двигателей при температурах наружного воздуха +45°С до -15°С.

В известном техническом решении сжатый воздух подают в цилиндры камеры сгорания двигателя в такте расширения 9°-12° (см. прототип).

Предложенные способ и система запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей поясняются чертежом, где на фиг.1 показана схема системы запуска.

На фиг.1 показан авиационный звездообразный поршневой двигатель 1 и схема системы его запуска.

Система запуска содержит топливный бак 2, бортовой баллон сжатого воздуха 3, смесесборник 4, распределитель сжатого воздуха 5, дополнительный топливный резервуар 6 объемом 500-700 см3. Экспериментально установлено, что указанный объем топлива является достаточным для подачи в смесесборник в течение 40-60 секунд. Входным трубопроводом 7 дополнительный топливный резервуар 6 через воздушный редуктор 8, электропневмоклапан 9, кран 10 и манометр 11 соединен с бортовым баллоном сжатого воздуха 3, а входным трубопроводом 12 через заливочный насос 13 - с топливным баком 2. Выходным трубопроводом 14 дополнительный топливный резервуар 6 соединен с шнековой форсункой 15, установленной в смесесборнике 4.

Бортовой баллон сжатого воздуха 3 трубопроводом 16 соединен с распределителем сжатого воздуха 5.

Предлагаемый способ запуска авиационного двигателя реализуется предлагаемой системой запуска.

Запуск осуществляют следующим образом.

Перед запуском двигателя 1 топливо из топливного бака 2 через заливочный насос 13 поступает в дополнительный топливный резервуар 6. При запуске двигателя 1 открывают кран 10, и сжатый воздух из бортового баллона 3 поступает к электропневмоклапану 9.

При нажатии на кнопку запуска на приборной панели электропневмоклапан 9 открывается, и сжатый воздух под давлением 45-50 атм (указанный интервал величин давления установлен экспериментально и является оптимальным при осуществлении данной операции) из бортового баллона сжатого воздуха 3 поступает одновременно:

- во-первых, в распределитель сжатого воздуха 5, в котором через отверстия в золотнике (на чертеже не показано) под заданным давлением проходит в соответствующее отверстие крышки (на чертеже не показано) распределителя 5 и далее по пусковым трубкам к пусковым клапанам цилиндра двигателя 1. Под давлением сжатого воздуха пусковой клапан двигателя 1 открывается, и воздух поступает в камеру сгорания цилиндра двигателя 1. Расположение золотника в распределителе сжатого воздуха 5 обеспечивает возможность подачи сжатого воздуха для запуска в цилиндры двигателя 1 в начале такта расширения, 2-3° после верхней мертвой точки, что обеспечивает запуск звездообразных поршневых двигателей при температурах наружного воздуха +45°С до -15°С.

Сжатый воздух, поступивший в цилиндр двигателя 1, воздействует на поршень, в результате чего коленчатый вал двигателя 1 проворачивается (осуществляется прокрутка коленчатого вала);

- во-вторых, в дополнительный топливный резервуар 6. Из дополнительного топливного резервуара 6 топливо под давлением сжатого воздуха 6-10 атм (указанный интервал величин давления установлен экспериментально и является оптимальным при осуществлении данной операции) пропускают через шнековую форсунку 15, расположенную в смесесборнике 4, проходя через которую топливо переходит (топливо распыляется до туманообразного состояния) в туманообразное состояние. В смесесборнике 4 топливо в сформированном туманообразном состоянии смешивается со сжатым воздухом, сформированная смесь топлива и воздуха равномерно распределяется (засасывается в цилиндры) по всем цилиндрам в такте всасывания.

Таким образом, для реализации предлагаемого способа запуска предложена схема системы запуска, содержащая шнековую форсунку, установленную в смесесборнике, через которую топливо под давлением подают из дополнительного топливного резервуара в смесесборник, где оно, распыленное до туманообразного состояния, равномерно распределяется по цилиндрам камеры сгорания и смешивается со сжатым воздухом, образует смесь топлива и воздуха, которая затем равномерно засасывается в такте всасывания в цилиндры.

Предлагаемые автоматизированный способ и система запуска поршневого звездообразного двигателя позволяют осуществить одновременно прокрутку коленчатого вала двигателя и подачу смеси топлива и воздуха в цилиндры камеры сгорания двигателя, что обеспечивает запуск звездообразных поршневых двигателей при температурах наружного воздуха +45°С до -15°С.

Предлагаемые автоматизированный способ и система запуска поршневого звездообразного двигателя прошли стендовые испытания. Предлагаемая система реализовала предлагаемый способ запуска и обеспечила надежный запуск двигателя при температурах окружающего воздуха от плюс 45°С до минус 20°С.

На испытательном стенде искусственным путем в диапазоне от +45°С до минус 20°С была создана температура окружающей среды, при которой проводились экспериментальные работы по предлагаемому способу и системе запуска на двигателе М-14П.

Оценка запуск производилась по результатам нижеследующих параметров:

- температура окружающей среды;

- скорости вращения коленчатого вала двигателя;

- величины падения давления сжатого воздуха в пусковом баллоне;

- количество запусков от пускового объектового баллона;

- времени от начала вращения коленчатого вала двигателя до устойчивой его работы со штатной агрегатной системой.

На стенде при запуске двигателя с различной температурой окружающего воздуха плюс 10-20°С, минус 10-15°С и минус 15-17°С получены следующие результаты измеряемых параметров.

Пример 1.

При температуре окружающего воздуха плюс 10-20°С:

- запуск двигателя был выполнен с первой попытки (со штатной системой, как правило, со второй, а зачастую и с третьей);

- скорость вращения коленчатого вала двигателя при запуске 110-120 об/мин (со штатной системой 45-50 об/мин);

- давление в пусковом баллоне снизилось до 45 кг/см2 (со штатной системой до 35 кг/см2);

- время запуска равно 10-15 сек (со штатной системой не менее 2-3 мин при неудавшемся первом запуске);

- успешно выполненных запусков от пускового баллона было выполнено 7-9 запусков (со штатной системой 2-3 запуска).

Пример 2

При температуре окружающего воздуха минус 10-15°С:

- запуск двигателя был выполнен с первой попытки (со штатной системой запуска с четвертой);

- скорость вращения коленчатого вала двигателя при запуске 90-100 об/мин (со штатной системой 30-40 об/мин);

- давление в пусковом баллоне снизилось до 40 кг/см2 (со штатной системой до 30 кг/см2);

- время запуска равно 20-25 сек (со штатной системой не менее 3-5 мин при неудавшихся первых 3-х запусках);

- успешно выполненных запусков от пускового баллона было выполнено 3 запуска (со штатной системой - один запуск). После чего повторная зарядка пускового баллона сжатым воздухом.

Пример 3

При температуре окружающего воздуха минус 15-17°С:

- запуск двигателя был выполнен с первой попытки (со штатной системой запуска с пятой);

- скорость вращения коленчатого вала двигателя при запуске 80-90 об/мин (со штатной системой 25-30 об/мин);

- давление в пусковом баллоне снизилось до 30 кг/см2 (со штатной системой до 20 кг/см2);

- время запуска равно 30-35 сек (со штатной системой до 5-7 мин при неудавшихся первых 3-х запусках). Пускового баллона со сжатым воздухом, как правило, хватило на один запуск;

- успешно выполненных запусков от пускового баллона было выполнено 3 запуска (со штатной системой - один запуск). После чего повторная зарядка пускового баллона сжатым воздухом.

Преимуществом предлагаемого изобретения являются:

- Надежный запуск двигателя при температурах окружающего воздуха от плюс 45°С до минус 15°С. За счет подачи туманообразной топливовоздушной смеси из смесесборника в цилиндро-поршневую группу и увеличения скорости вращения двигателя и увеличения скорости вращения коленчатого вала двигателя до 110-120 об/мин (со штатной системой 40-50 об/мин).

- Автоматизированный способ запуска увеличил частоту вращения коленчатого вала при прокрутке от баллона со сжатым воздухом с 50 об/мин до 100 об/мин. За счет боле ранней подачи сжатого воздуха от пускового баллона в цилиндрах в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки (при штатной системе 9-12° после верхней мертвой точки)

- Количество запусков от баллона со сжатым воздухом объемом 8 литров возросло с 4 до 8. За счет уменьшения времени на каждый запуск 10-15 сек (со штатной системой 40-50 сек) использовался меньший объем сжатого воздуха с пускового баллона.

- Запуск двигателя возможен при давлении воздуха в баллоне 15 атм вместо 25 при серийной системе. За счет скорости вращения коленчатого вала двигателя 110-12-об/мин в два раза больше, чем со штатной системой 40-50 об/мин.

Запланировано проведение испытаний непосредственно на летательном аппарате в фирме им. А.С.Яковлева и в сборной команде по высшему пилотажу России в Грязлово.

Таким образом, предлагаемые способ и система запуска полностью обеспечивают решение поставленной технической задачи.

1. Автоматизированный способ запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, в котором для прокрутки коленчатого вала двигателя в цилиндр камеры сгорания через распределитель сжатого воздуха подают сжатый воздух из бортового баллона сжатого воздуха, в смесесборник под давлением подают топливо, которое в смесесборнике смешивается с воздухом с последующей подачей образованной смеси топлива и воздуха в цилиндр камеры сгорания, отличающийся тем, что топливо в смесесборник подают распыленным до туманообразного состояния, для этого топливо пропускают через шнековую форсунку, установленную в смесесборнике, под давлением 6-10 атм, затем в сформированном туманообразном состоянии топливо равномерно распределяется по всем цилиндрам камеры сгорания в такте всасывания, смешиваясь с воздухом, поступающим в смесесборник, при этом одновременно осуществляют прокрутку коленчатого вала двигателя, для чего из бортового баллона сжатого воздуха через распределитель сжатого воздуха в такте расширения 2-3° после верхней мертвой точки в цилиндры камеры сгорания подают сжатый воздух под давлением 45-50 атм.

2. Система запуска авиационных звездообразных поршневых двигателей, включающая бортовой баллон сжатого воздуха, топливный бак, смесесборник, распределитель сжатого воздуха, соединенные между собой системой трубопроводов с манометром и электроклапанами, отличающаяся тем, что в систему дополнительно введен дополнительный топливный резервуар и воздушный редуктор, в смесесборнике установлена шнековая форсунка, при этом дополнительный топливный резервуар трубопроводом через заливочный насос соединен с топливным баком и системой трубопроводов соединен с одной стороны через воздушный редуктор с бортовым баллоном сжатого воздуха, а с другой стороны - со шнековой форсункой смесесборника.



 

Похожие патенты:

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.

Система зажигания содержит свечу полупроводникового типа в оболочке, трубку, жестко соединенную с камерой сгорания газотурбинного двигателя, подвижную втулку и средства направления воздуха для охлаждения полупроводника свечи.

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска водородной паротурбинной энергоустановки основан на продувке полостей и магистралей нейтральным газом, поэтапной подаче компонентов топлива и воды в энергоустановку, согласно первому варианту изобретения запуск осуществляют при сниженном расходе компонентов топлива, не более 80% от номинального, в процессе запуска регулируют расход пара через турбину, изменяя мощность на выходном валу, а при выходе на номинальный режим подают дополнительные компоненты топлива и воды.

Изобретение относится к технике розжига топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей и может быть использовано для запуска авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к способу запуска газовой турбины. .

Изобретение относится к проточным устройствам для импульсного зажигания высокоскоростных потоков гомогенных и гетерогенных горючих смесей в различных энергетических установках, прежде всего в импульсно-детонационных технологических устройствах и в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиации, в частности к турбореактивным двигателям. .

Изобретение относится к области электротехники и машиностроения, в частности к электростартерам для запуска газотурбинных двигателей наземного применения. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .

Способ запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя пусковым компрессором с воздушным клапаном включает запуск газотурбинного двигателя путем подачи сжатого пускового воздуха со стороны двойного воздухозаборника в компрессор. Запуск производят воздухом от пускового компрессора. После прекращения работы микрогазотурбинного двигателя повторно включают пусковой компрессор без подачи топлива и охлаждают камеру сгорания, турбину и подшипники ротора. Микрогазотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, компрессор, турбину, холодный воздуховод, горячий воздуховод, вал ротора. Устройство запуска и охлаждения микрогазотурбинного двигателя содержит пусковой компрессор с воздушным клапаном, соединенный с компрессором микрогазотурбинного двигателя переходной муфтой, при этом пусковой компрессор и воздушный клапан находятся в двойном воздухозаборнике. Изобретение обеспечивает мягкую передачу вращающего момента на ротор двигателя, принудительное охлаждение камеры сгорания, турбины и подшипников ротора, тем самым увеличивается общий ресурс установки. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Способ зажигания газотурбинного двигателя (11) посредством использования свечи (1) зажигания, содержащей первый электрод, второй электрод и полупроводниковый элемент между первым электродом и вторым электродом. Полупроводниковый элемент имеет открытую поверхность. Способ зажигания содержит этап образования искры рядом с указанной открытой поверхностью посредством приложения разности потенциалов, превышающей первый предварительно заданный порог, между первым электродом и вторым электродом. Перед указанным этапом образования искры он дополнительно содержит этап предварительного нагрева, состоящий в приложении разности потенциалов меньшей, чем второй предварительно заданный порог, между первым электродом и вторым электродом. Указанный второй предварительно заданный порог меньше указанного первого предварительно заданного порога. Достигается высушивание свечи ото льда или воды, покрывающих открытую поверхность полупроводникового элемента, за счет выделяющегося тепла от тока утечки, который течет через полупроводниковый элемент, при подаче низкого напряжения между двумя электродами, не вызывая образования искры. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способу электростанции (1) комбинированного цикла. Электростанция (1) комбинированного цикла содержит газовую турбину (2) с компрессором (3), паровую турбину (12) и систему (10) генерации энергии пара. Электростанция (1) комбинированного цикла активирует, по меньшей мере, один электрогенератор (20) подключаемый к электросети (21). В процессе пуска паровой турбины (12) газовая турбина (2) и паровая турбина (12) находятся в процессе эксплуатации. Регулируют нагрузку паровой турбины (12) в зависимости от нагрузки газовой турбины (2) таким образом, что сумма нагрузки, обеспеченной газовой турбиной (2), и нагрузки, обеспеченной паровой турбиной (12), равна вспомогательной мощности, расходуемой на собственные нужды электростанции (1), и нагрузка, отдаваемая в сеть (21), равна нулю. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Предложены способ и устройства для выполнения проверки на низких оборотах с низким крутящим моментом для определения, свободно ли вращается ротор турбомашины. Способ включает автоматическое приложение к ротору постепенно возрастающего крутящего момента, который постепенно увеличивается до своего заранее заданного значения. Способ далее включает контроль скорости вращения ротора, в то время как крутящий момент постепенно возрастает. Способ также включает выдачу индикации того, что ротор свободно вращается, после того как скорость вращения ротора становится положительной, или выдачу индикации того, что ротор блокирован, если скорость вращения ротора остается нулевой, а крутящий момент достиг своего заранее заданного значения. Технический результат изобретения - уменьшение времени проверки и повышение ее точности. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области энергетики, а именно к способу регулирования газоснабжения в энергетической газотурбинной установке (ГТУ), и может найти применение в энергетических газотурбинных установках. Раскручивают ротор газогенератора газотурбинного двигателя (ГТД) для подачи воздуха в камеру сгорания. После достижения ротором ГТД пусковых оборотов открывают задвижку топливного газа на ГТУ и подают топливный газ в дожимной газовый компрессор. В дожимном газовом компрессоре открывают регулируемый направляющий аппарат для обеспечения превышения давления топливного газа на входе в камеру сгорания над давлением воздуха в камере сгорания и подают топливный газ в пассивное сопло эжектора-смесителя, из которого топливный газ подают для горения в камеру сгорания. Газ выхлопа ГТД по пневмопроводу подают в паровой котел-утилизатор, в котором после подачи воды генерируется пар. Открывают отсечной паровой клапан для подачи пара в паровую турбину, снабженную регулируемым сопловым аппаратом, для раскручивания ротора паровой турбины и соединенного с ней ротора дожимного газового компрессора, при этом из паровой турбины пар подают в проточную часть ГТД в виде рабочего тела турбины или хладагента системы охлаждения ГТД. При работе дожимного газового компрессора и на высоких режимах ГТД с помощью регулируемой иглы-дозатора подают пар из паровой турбины в эжектор-смеситель, в котором после прохождения активного сопла пар смешивают с топливным газом, поданным в пассивное сопло, и через пневматический выход эжектора-смесителя в виде равномерной парогазовой смеси подают в зону горения камеры сгорания. Обеспечивается уменьшение концентрации оксидов азота в продуктах сгорания, увеличение мощности энергетической газотурбинной установки, повышение ее надежности, экономичность и безопасность. 3 ил.

Способ зажигания для камеры сгорания газотурбинного двигателя, питаемой топливом через форсунки и имеющей свечу зажигания, содержит первоначальную фазу, во время которой в камеру впрыскивают топливо с постоянным расходом одновременно с активизацией свечи зажигания, и, - при отсутствии воспламенения в камере в конце первоначальной фазы, - вторую фазу. Во время второй фазы резко увеличивают расход впрыскиваемого топлива на 20-30%. За второй фазой следует фаза постепенного увеличения расхода топлива, которая является менее интенсивной и менее быстрой, чем вторая фаза. Изобретение направлено на повышение надежности воспламенения в камере сгорания. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способу запуска для турбомашины. Способ запуска дополнительно содержит этап повторного запуска, выполняемый, если основная форсунка не воспламеняется, когда вал достиг первой заданной частоты, при этом указанный этап повторного запуска содержит: - этап (S210) останова, во время которого стартер и воспламеняющее устройство останавливаются; - второй этап (S230) воспламенения, во время которого топливо впрыскивается в камеру сгорания, при этом само воспламеняющее устройство активируется, при этом этот второй этап воспламенения выполняется, когда частота вращения вала достигает второй заданной частоты; и второй этап (S250) запуска, во время которого стартер снова активируется для поворачивания вала. Изобретение позволяет повысить надежность запуска в сложных условиях. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газоперекачивающий агрегат соединен газопроводами с входным и выходным коллекторами газоперекачивающей станции, связанными запорной арматурой с участками, соответственно, низкого и высокого давления газа магистрального газопровода, содержит газоперекачивающий центробежный компрессор, связанный подводящим и отводящим газопроводами с входным и выходным коллекторами, соответственно, посредством запорной арматуры, и соединенный валом с газотурбинным двигателем. В газотурбинном двигателе воздушный компрессор соединен трубопроводами с приемником воздуха через воздухоочиститель, а силовая турбина соединена выхлопной трубой с рекуператором тепла выхлопных газов. Выпускной газопровод турбостартера соединен с входным коллектором и снабжен обратным клапаном и манометром, установленным на газопроводе при входе во входной коллектор. Свечной патрубок с запорной арматурой присоединены к данному газопроводу перед обратным клапаном. Газопровод подвода газа к турбостартеру соединен с выходным коллектором и снабжен манометром на выходе из выходного коллектора, редуктором давления газа и фильтром очистки газа. Подводящий газопровод к газоперекачивающему компрессору и газопровод подвода газа в камеру сгорания газотурбинного двигателя параллельно соединены с входным коллектором газопроводом, оснащенным фильтром очистки газа. Подводящий газопровод к газоперекачивающему компрессору снабжен охладителем газа и запорной арматурой. Газопровод подвода газа в камеру сгорания пропущен через полость рекуператора и снабжен регулирующим краном. Отводящий газопровод газоперекачивающего компрессора оснащен обратным клапаном и присоединен к газопроводу подвода газа к турбостартеру. Изобретение направлено на снижение выброса в атмосферу магистрального газа при запуске газоперекачивающих агрегатов, загрязняющего окружающую среду. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к блоку зажигания для турбореактивного двигателя, содержащему источник электропитания; единственный управляющий канал для приема управляющего сигнала от вычислителя; канал зажигания основной свечи зажигания для подачи питания на по меньшей мере одну основную свечу зажигания основной камеры сгорания; канал зажигания форсажной свечи зажигания для подачи питания на по меньшей мере одну форсажную свечу зажигания в форсажной камере, при этом блок выполнен с возможностью в ответ на импульсное управление по единственному управляющему каналу выборочно активировать канал зажигания основной свечи зажигания или канал зажигания форсажной свечи зажигания в зависимости от длительности импульсов управляющего сигнала. Технический результат изобретения – повышение надежности турбореактивного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу запуска системы сгорания, содержащей первое устройство воспламенения и по меньшей мере второе устройство воспламенения, узел обработки и систему датчиков. Способ содержит, в качестве последовательности запуска, по меньшей мере следующие этапы: отслеживают во время работы системы сгорания рабочее состояние первого и по меньшей мере второго устройства воспламенения посредством системы датчиков; идентифицируют предопределенное состояние первого и/или по меньшей мере второго устройства воспламенения посредством узла обработки; и, в качестве дополнительного этапа: в случае идентификации предопределенного состояния изменяют по меньшей мере один параметр по меньшей мере одного из устройств воспламенения посредством узла обработки. Изобретение дополнительно относится к системе сгорания, выполненной с возможностью быть управляемой с помощью упомянутого способа, а также к поточному двигателю с такой системой сгорания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-06-10 2014-06-09T14:05:03
Наверх