Способ передачи топлива

Авторы патента:

БОРДМЭН Грегори Аллен (US)

МАЙЕРС Джеффри Дэвид (US)

ЧЗАН Хуа (US)

БИДИ Дуглас Фрэнк (US)

F02C9/00 - Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C 7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D 27/00)

Владельцы патента RU 2604152:

Дженерал Электрик Компани (US)

Изобретение относится к энергетике. Способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура осуществляют перед подачей масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подачей жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Изобретение позволяет повысить эффективность сжигания топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Объект раскрытого здесь изобретения относится в целом к турбинным двигателям и, более конкретно, представляет способ передачи топлива для турбинных систем, работающих на жидком топливе.

В больших газовых турбинах система сгорания обычно содержит несколько камер, расположенных по окружности, причем горючее поступает в каждую камеру сгорания. Для обеспечения качественного сгорания горючее часто впрыскивают через форсунку при помощи воздушного распыления. Если воздух для распыления не используется, роль распылителя выполняет сама форсунка. В этом случае эффективность сгорания зависит от перепада давления в распылителе форсунки. Для обеспечения высокого перепада давления в распылителе форсунки система сгорания обычно включает два разных топливных контура, таких как, например, управляющий и главный, так как диапазон потоков подаваемого топлива от пуска до базовой нагрузки довольно велик. Для жидкотопливных систем сгорания с двухканальными форсунками желательно поддерживать высокий перепад давления в распылителе для каждой форсунки в системе сгорания. Часто выполнение этого требования может стать трудной задачей, когда в системе происходит передача масла от управляющего контура к главному контуру. Во время передачи некоторые из форсунок главного контура не имеют перепада давления из-за гравитационного напора, препятствующего движению топлива.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Согласно одному аспекту изобретения способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к этой по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к этой по меньшей мере одной форсунке главного контура; при этом подача воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура происходит раньше, чем подача масла к этой по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подача жидкого топлива к этой по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура.

Согласно другому аспекту изобретения способ передачи топлива включает обеспечение системы сгорания управляющим топливным контуром и главным топливным контуром, причем каждый из управляющего топливного контура и главного топливного контура содержит по меньшей мере одну форсунку. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке управляющего топливного контура. Дополнительно способ включает подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. При этом также дополнительно способ предусматривает пуск главного топливного контура, плавное увеличение потока главного топливного контура до фиксированного положения и плавное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения в течение примерно от 10 с до примерно 40 с.

Согласно еще одному аспекту изобретения способ передачи топлива включает предварительное заполнение маслом коллектора управляющего контура и коллектора главного контура. Также способ включает подачу масла на множество форсунок управляющего топливного контура и плавное увеличение подачи масла регулирующим клапаном управляющего контура в диапазоне от примерно 80% до примерно 90% хода клапана. Дополнительно способ включает подачу воды на множество форсунок главного топливного контура. Способ также дополнительно включает подачу масла на множество форсунок главного топливного контура и плавное снижение потока управляющего топливного контура. Способ также включает подачу воды к форсункам управляющего топливного контура и работу в условиях базовой нагрузки.

Эти и другие преимущества и особенности станут более очевидными из последующего описания во взаимосвязи с чертежами.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Предмет, рассматриваемый как изобретение, подробно показан и отдельно заявлен в формуле изобретения. Изложенные выше и другие признаки и преимущества изобретения станут более очевидными из последующего подробного описания, рассматриваемого во взаимосвязи с прилагаемыми чертежами, на которых:

фиг.1 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на первой стадии пуска;

фиг.2 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на второй стадии пуска;

фиг.3 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на третьей стадии пуска;

фиг.4 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на четвертой стадии пуска;

фиг.5 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на пятой стадии пуска;

фиг.6 - схема потоков для газотурбинной системы на жидком топливе на шестой стадии пуска;

фиг.7 иллюстрирует различные стадии пуска для газотурбинной системы на жидком топливе; и

фиг.8 представляет алгоритм, иллюстрирующий способ при работе газотурбинной системы на жидком топливе.

Подробное описание поясняет воплощения изобретения с преимуществами и особенностями при помощи примера со ссылкой на чертежи.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг.1 схематически иллюстрирует движение потоков в испытательной установке для газотурбинной системы 10. При этом газотурбинная система 10 содержит жидкотопливную систему 12, пригодную для передачи различных жидкостей, таких как масло, вода, азот, натуральный газ и/или эмульсия. Это чисто образцовые текучие среды, для работы с которыми предназначена жидкотопливная система 12, и потенциально в жидкотопливной системе 12 можно применять другие текучие среды.

Жидкотопливная система 12 включает источник 14 масла, содержащий бак 16 для масла, эффективно соединенный с блоком 18 масляного насоса. Блок 18 масляного насоса включает масляный фильтр 20 и масляный центробежный насос 22. Источник 14 масла включает множество маслопроводов 24, которые эффективно соединяют источник 14 масла с управляющим топливным контуром 26 и с главным топливным контуром 28, причем каждый из множества маслопроводов 24 содержит различные клапаны и измерители потока для мониторинга и регулирования потока в маслопроводах 24. Жидкотопливная система 12 также содержит источник 30 воды, содержащий бак 32 для воды, эффективно соединенный с блоком 34 насоса для воды. Блок 34 насоса для воды включает фильтр 36 для воды и центробежный насос 38 для воды. Вода, поступающая от источника 30 воды, обычно представляет собой деминерализованную воду, но можно использовать и воду других типов. Источник 30 воды включает по меньшей мере один трубопровод 40 воды, который эффективно соединяет источник 30 воды с управляющим топливным контуром 26 и/или с главным топливным контуром 28, причем указанный по меньшей мере один трубопровод 40 воды содержит различные клапаны, измерители потока и другие возможные компоненты для мониторинга и регулирования потока в этом по меньшей мере одном трубопроводе 40 воды.

Управляющий топливный контур 26 содержит по меньшей мере один управляющий коллектор (не показан на чертеже), по меньшей мере один регулирующий клапан 44 масла управляющего топливного контура, по меньшей мере один регулирующий клапан 46 воды управляющего контура и по меньшей мере одну форсунку 47, через которую можно передавать сжигаемое топливо. Аналогично, главный топливный контур 28 содержит по меньшей мере один главный коллектор (не показан на чертеже), по меньшей мере один регулирующий клапан 50 масла главного топливного контура, по меньшей мере один регулирующий клапан 52 воды главного контура и по меньшей мере одну форсунку 49, через которую можно передавать сжигаемое топливо. Конструкция смесителя 48 позволяет подавать в бак камеры сгорания (не показан на чертеже) смесь, содержащую горючее топливо.

Согласно фиг.1 в одном аспекте изобретения предложен способ работы жидкотопливной системы 12 газотурбинной системы 10. В частности, способ запуска жидкотопливной системы заключается в том, что сначала производят пуск различных насосов, включая масляный центробежный насос 22 и центробежный насос 38 для воды, а также слив любого вида воды из главного коллектора. Затем каждый из главного и управляющего коллекторов предварительно наполняют маслом.

Как показано на фиг.2, по меньшей мере в одну, но обычно во множество форсунок 47, соединенных с управляющим топливным контуром 26, начинает поступать масло из потока при фиксированном положении клапана, чтобы обеспечить поджиг потока.

В соответствии с фиг.3 поток масла через регулирующий клапан 44 масла управляющего топливного контура 26 можно затем переключить на режим управления потоком и плавно увеличивать подачу масла в диапазоне от примерно 80% до примерно 90% хода клапана.

В соответствии с фиг.4 регулирующий клапан 52 воды главного контура можно открыть, с тем чтобы пустить поток воды по меньшей мере к одной, но обычно к множеству форсунок 49 главного топливного контура 28. Подача воды в эту по меньшей мере одну форсунку 49 может продолжаться от примерно пяти (5) до примерно десяти (10) секунд. Подача воды по меньшей мере в одну форсунку 49 главного топливного контура 28 предотвращает нежелательные эффекты, связанные с начальной подачей масла в форсунку 49, такие как, например, образование наслоений кокса.

В соответствии с фиг.5, после того как на форсунку 49 главного топливного контура 28 подана вода, по главному топливному контуру 28 можно пустить поток масла, таким образом обеспечив подачу топлива в форсунку 49 главного топливного контура 28. Регулирующий клапан 50 масла главного топливного контура устанавливают в фиксированное положение, а регулирующий клапан 44 масла управляющего контура плавно закрывают до фиксированного положения за ограниченный период времени примерно от 10 секунд до примерно 40 секунд в зависимости от системных показателей.

В соответствии с фиг.6 регулирующий клапан 50 масла главного топливного контура, регулирующий клапан 44 масла управляющего топливного контура и регулирующий клапан 52 воды главного контура включены для управления потоком, и их плавно открывают до тех пор, пока система не войдет в режим, когда нагрузка составит от примерно 50% до примерно 60%; однако обычно нагрузка должна составлять 60%. Когда такой режим нагрузки достигнут, при открывании клапана 46 воды управляющего контура вода поступит в управляющий топливный контур 26. Потоки топлива и воды продолжают постепенно увеличивать до полной нагрузки с желательным соотношением вода/масло в приблизительном диапазоне от примерно 0,9 до примерно 1,4. Затем система работает в режиме базовой нагрузки.

В соответствии с фиг.8 способ передачи топлива описан с применением изображенного на чертеже алгоритма, при этом сам способ в целом обозначен позицией 60. Конкретно, последовательность действий при запуске включает слив воды из главного коллектора для воды (операция 62) и пуск масляного центробежного насоса и центробежного насоса для воды (операция 64). Управляющий коллектор управляющего топливного контура и главный коллектор главного топливного контура предварительно наполняют маслом (операция 66), поток которого задан фиксированным положением регулирующего клапана масла управляющего топливного контура. После поджига регулирующий клапан масла управляющего топливного контура переключают из фиксированного положения на работу в режиме управления потоком в течение переходного процесса плавного увеличения подачи масла управляющего топливного контура (операция 68). Переходный процесс 68 плавного увеличения подачи масла продолжают в режиме управления потоком до достижения регулирующим клапаном масла управляющего контура положения примерно от 80% до примерно 90% хода клапана. В этот момент открывают главный клапан воды, начиная подачу потока воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура (операция 70). Подачу воды в эту по меньшей мере одну форсунку продолжают от примерно пяти (5) до примерно десяти (10) секунд. После обеспечения подачи воды в эту по меньшей мере одну форсунку в главный топливный контур поступает масло (операция 72). Регулирующий клапан масла главного контура ставят в фиксированное положение, а регулирующий клапан масла управляющего контура переводят в режим постепенного уменьшения потока до фиксированного положения в течение периода времени от примерно 10 секунд до примерно 40 секунд, и за это время регулирующий клапан масла управляющего контура достигает положения от примерно 20% до примерно 35% хода клапана. Регулирующий клапан масла главного контура, регулирующий клапан масла управляющего контура и регулирующий клапан воды главного контура переключают в режим управления потоком и плавно открывают, пока режим нагрузки системы не составит от примерно 50% до примерно 60% (от максимума), что может соответствовать скорости потока главного топливного контура от примерно 14 фунтов в секунду (6,35 кг/с) до примерно 35 фунтов в секунду (15,9 кг/с). Вода затем проходит в управляющий топливный контур (операция 74) при открывании клапана воды управляющего контура. Поступление топлива и воды продолжают плавно увеличивать до вхождения в режим полной нагрузки (операция 76) с желательным соотношением вода/масло от примерно 0,9 до примерно 1,4. Далее система работает в режиме базовой нагрузки.

Преимуществом является то, что в способе согласно изобретению имеется двойной контур и двухступенчатая конструкция, без применения воздушного распыления, вместо чего в качестве распылителей использованы форсунки. При этом в отношении форсунок приняты меры для исключения образования наслоений кокса, препятствующего эффективной передаче топлива, что способствует более эффективному сгоранию.

Хотя способ описан в виде последовательности операций, допустимо, если нужно, изменять порядок и содержание операций в зависимости от конкретного применения работы жидкотопливной системы 12 газотурбинной системы 10.

Несмотря на то что изобретение было подробно описано только для ограниченного числа воплощений, следует ясно понимать, что изобретение не ограничено такими раскрытыми воплощениями. Напротив, изобретение можно модифицировать и включать любое количество вариантов, изменений, замен или эквивалентных выполнений, до сих пор не описанных, но соответствующих замыслу и объему изобретения. Кроме того, хотя описаны различные воплощения изобретения, следует понимать, что объекты изобретения могут включать только некоторые из описанных воплощений. Соответственно, изобретение не следует рассматривать как ограниченное вышеприведенным описанием, но оно ограничено только объемом защиты прилагаемой формулы изобретения.

1. Способ передачи топлива, включающий:
подачу воды по меньшей мере к одной форсунке главного топливного контура;
подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура; и
подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подача воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура происходит раньше, чем подача масла в главный топливный контур и подача жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура.

2. Способ передачи топлива по п.1, дополнительно включающий подачу масла по меньшей мере к одной форсунке управляющего топливного контура перед подачей воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура.

3. Способ передачи топлива по п.2, в котором подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке управляющего топливного контура продолжают до достижения регулирующим клапаном управляющего контура положения в диапазоне от примерно 80% до примерно 90% хода клапана.

4. Способ передачи топлива по п.1, в котором подачу воды по меньшей мере к одной форсунке главного топливного контура осуществляют в течение по меньшей мере от примерно пяти (5) до примерно десяти (10) секунд до подачи масла в указанную по меньшей мере одну форсунку главного топливного контура.

5. Способ передачи топлива по п.1, в котором подача жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура дополнительно включает плавное увеличение потока главного топливного контура до фиксированного положения и плавное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения в течение интервала времени от примерно 10 секунд до примерно 40 секунд.

6. Способ передачи топлива по п.5, в котором постепенное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения в течение интервала времени примерно от 10 секунд до примерно 40 секунд приводит к достижению регулирующим клапаном управляющего контура положения от примерно 20% до примерно 35% хода клапана.

7. Способ передачи топлива по п.6, дополнительно включающий подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке управляющего топливного контура при рабочей нагрузке от примерно 50% до примерно 60%.

8. Способ передачи топлива по п.7, в котором указанная рабочая нагрузка от примерно 50% до примерно 60% достигается при скорости потока главного топливного контура примерно от 14 фунтов в секунду (6,35 кг/с) до примерно 35 фунтов в секунду (15,9 кг/с).

9. Способ передачи топлива, включающий:
обеспечение системы сгорания управляющим топливным контуром и главным топливным контуром, причем каждый из управляющего топливного контура и главного топливного контура содержит по меньшей мере одну форсунку;
подачу масла управляющего контура к указанной по меньшей мере одной форсунке управляющего топливного контура;
подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура; и
включение главного топливного контура, плавное увеличение потока главного топливного контура до фиксированного положения и плавное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения за период времени от примерно 10 секунд до примерно 40 секунд.

10. Способ передачи топлива по п.9, в котором подачу управляющего масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура выполняют до достижения регулирующим клапаном управляющего контура положения от примерно 80% до примерно 90% хода клапана.

11. Способ передачи топлива по п.9, в котором подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура выполняют за время от примерно пяти (5) до примерно десяти (10) секунд до подачи масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура.

12. Способ передачи топлива по п.9, в котором включение главного топливного контура, плавное увеличение потока главного топливного контура до фиксированного положения и плавное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения выполняют за период времени от примерно 10 секунд до примерно 40 секунд.

13. Способ передачи топлива по п.9, в котором плавное снижение потока управляющего топливного контура до фиксированного положения за период времени от примерно 10 секунд до примерно 40 секунд приводит к достижению регулирующим клапаном управляющего контура положения примерно от 20% до примерно 35% хода клапана.

14. Способ передачи топлива по п.9, дополнительно включающий подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке управляющего топливного контура при рабочей нагрузке от примерно 50% до примерно 60%.

15. Способ передачи топлива по п.14, в котором рабочая нагрузка от примерно 50% до примерно 60% достигается при скорости потока главного топливного контура от примерно 14 фунтов в секунду (6,35 кг/с) до примерно 35 фунтов в секунду (15,9 кг/с).

16. Способ передачи топлива, включающий:
предварительное наполнение маслом управляющего коллектора и главного коллектора;
подачу масла на множество форсунок управляющего топливного контура, плавное увеличение открытия регулирующего клапана управляющего контура до положения от примерно 80% до примерно 90% хода клапана;
подачу воды на множество форсунок главного топливного контура;
подачу масла на множество форсунок главного топливного контура и плавное снижение потока управляющего топливного контура;
подачу воды на множество форсунок управляющего топливного контура; и
работу в режиме базовой нагрузки.

17. Способ передачи топлива по п.16, в котором подачу воды к множеству форсунок главного топливного контура осуществляют за время по меньшей мере от примерно пяти (5) до примерно десяти (10) секунд перед подачей масла к множеству форсунок главного топливного контура.

18. Способ передачи топлива по п.16, в котором подачу масла к множеству форсунок главного топливного контура и плавное снижение потока управляющего топливного контура осуществляют по меньшей мере за примерно 10 секунд.

19. Способ передачи топлива по п.18, в котором плавное снижение потока управляющего топливного контура по меньшей мере за примерно 10 секунд приводит к достижению регулирующим клапаном управляющего контура положения от примерно 20% до примерно 35% хода клапана.

20. Способ передачи топлива по п.17, в котором подача воды к по меньшей мере одной из множества форсунок управляющего топливного контура происходит при рабочей нагрузке, составляющей от примерно 50% до примерно 60%.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения.

Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя // 2601712

Использование: в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД.

Способ определения тяги в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков // 2596413

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2592562

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Система измерения частоты вращения ротора микро газотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от двс // 2592096

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования.

Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя // 2587514

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий.

Способ определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя // 2586792

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя // 2578931

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Регулируемая трехмоторная установка, винтокрылый летательный аппарат, содержащий такую установку, и способ регулирования силовой установки // 2573080

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2570480

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Способ эксплуатации турбины для снижения проскока аммиака // 2607139

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака. Изобретение позволяет снизить проскок аммиака. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ и система регулирования мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата // 2608784

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя // 2614460

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина. Осуществление изобретения позволяет существенно упростить конструкцию системы регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины ДТРД, повысить ее надежность, а также производить плавное изменение расхода охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система и способ обнаружения утечки топлива и способ обнаружения утечки текучей среды // 2615303

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе. Способ может включать регулирование клапана управления для соответствия требуемому расходу топлива, определение фактического расхода топлива на основе, по меньшей мере частично, давления на входе в топливный коллектор и одного или более параметров газотурбинного двигателя и сравнение требуемого расхода топлива с фактическим расходом топлива. Кроме того, способ может включать определение разности между требуемым расходом топлива и фактическим расходом топлива, которая указывает на утечку топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя // 2617221

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах. Сущность изобретения: измеритель температуры газа газотурбинного двигателя дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно. 8 ил.

Термоуправляемый узел для газотурбинной системы (варианты) и способ управления каналом для потока охлаждающего воздуха // 2618791

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура. Также имеется термочувствительный элемент, расположенный внутри второй полости и функционально связанный с элементом теплопередачи. Также имеется устройство регулирования потока, расположенное внутри второй полости и выполненное с возможностью смещения в ответ на изменение температуры в первой полости. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинной системы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Генератор и способ его остановки для подготовки к повторному запуску // 2622576

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску. Из рабочего состояния инициируют последовательность остановки газовой турбины генератора. Продувочный газ нагнетают в газовую турбину для гашения пламени в камере сгорания газовой турбины. Продувочный газ пропускают через газовую турбину для вытеснения из нее топлива с использованием воздушного потока выбега через газовую турбину во время последовательности остановки с целью подготовки генератора к повторному пуску. Изобретение позволяет повысить эффективность остановки генератора и подготовки его к повторному запуску. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

Стенд для испытаний газотурбинных двигателей // 2623625

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения. Стенд для испытаний газотурбинных двигателей включает нагрузочное устройство, имеющее возможность соединения с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя. В качестве нагрузочного устройства использован синхронный реверсивный турбогенератор, вал ротора которого имеет возможность соединения одним концом с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя, причём другой свободный конец ротора турбогенератора может быть оснащен механическим тормозным устройством. Стенд оснащен системой возбуждения турбогенератора, автономной активной балластной нагрузкой и командным блоком. Статорные электрические цепи турбогенератора имеют возможность подключения к балластной нагрузке, электрические цепи обмоток ротора турбогенератора подключены к системе возбуждения, при этом турбогенератор содержит датчик частоты вращения его вала, связанный с командным блоком, подключенным к системе возбуждения и имеющим возможность подключения к сектору газа испытуемого газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2623706

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения. При полете самолета, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, по сигналу выключения охлаждения турбины производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. Изобретение позволяет повысить надежность переключения регулятором двигателя на программу управления направляющими аппаратами компрессора, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, и, как следствие, также позволяет снизить расход топлива на указанном режиме. 2 ил., 1 табл.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания // 2623707

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета. В способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания предварительно проводят испытания двигателя на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха, при которых n-е количество раз изменяют расход топлива, поступающего через топливные коллекторы форсажной камеры, и формируют n-е количество программ поддержания расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры. Затем по каждой программе изменяют степень расширения на турбине до достижения значения тяги, соответствующего заданным значениям высоты и числа Маха, и измеряют суммарный расход топлива. Далее сравнивают полученные результаты, выделяют наименьший суммарный расход топлива, затем программу с наименьшим суммарным расходом топлива применяют при полете самолета на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха. Изобретение позволяет снизить расход топлива на форсированном режиме работы двигателя. 2 табл.