Патенты автора ШАЛО Себастьен (FR)

Изобретение относится к впрыску топлива в камеру сгорания двигателя, в частности авиационного двигателя, а также относится к питанию топливом форсунок камеры сгорания с обеспечением низкой степени выброса оксидов азота. Система впрыска топлива в камеру сгорания двигателя содержит по меньшей мере два топливных контура, устройства (4, 5, 6, 7) дозировки и распределения топлива между двумя контурами и средство (3) управления устройствами. Один контур (1) имеет постоянный расход, а другой контур (2) имеет неравномерный расход. Контур с неравномерным расходом выполнен с возможностью продувки. По получении команды на заполнение топливом контуров после продувки контура с неравномерным расходом средство (3) управления выполнено с возможностью подачи команды на устройства (4, 5, 6, 7) дозировки и распределения для получения заданного расхода топлива, превышающего расход, соответствующий команде на заполнение, и для подачи получаемого в результате избытка топлива в контур с неравномерным расходом в течение заданного времени. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к многоканальному устройству впрыска топлива для авиационного двигателя. Устройство содержит входной трубопровод, по меньшей мере два трубопровода, впрыска и продувочный трубопровод, распределитель топлива, соединенный с каждым трубопроводом и содержащий подвижный элемент, который содержит канал впрыска, причем подвижный элемент дополнительно содержит продувочный канал и выполнен с возможностью находиться в первом диапазоне положений, в которых канал впрыска соединяет между собой входной трубопровод и трубопроводы впрыска, и во втором диапазоне положений, в которых канал впрыска соединяет между собой входной трубопровод и по меньшей мере первый трубопровод впрыска. При этом продувочный канал соединяет между собой продувочный трубопровод и по меньшей мере второй трубопровод впрыска. Устройство дополнительно содержит привод, выполненный с возможностью перемещения подвижного элемента в безопасное положение при обнаружении неисправности распределителя, при этом канал впрыска соединяет между собой в этом безопасном положении подвижного элемента входной трубопровод и первый трубопровод впрыска, тогда как продувочный канал не соединяет продувочный трубопровод ни с одним из трубопроводов впрыска. Изобретение позволяет повысить надежность впрыска топлива в авиационном двигателе. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ управления реверсором тяги, содержащим множество устройств, в котором при обнаружении отсутствия активации одного из упомянутых устройств по истечении заранее определенного срока активации генерируют сообщение об ошибке, связанное с нарушением работы упомянутого реверсора тяги, при этом несмотря на генерирование упомянутого сообщения об ошибке продолжают активацию упомянутого устройства и, если упомянутое устройство, в конечном итоге, оказывается активированным до истечения заранее определенного максимального срока развертывания упомянутого реверсора тяги, продолжают развертывание упомянутого реверсора тяги и снимают упомянутое сообщение об ошибке, связанное с нарушением работы упомянутого реверсора тяги. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей контрольный контур, главный контур, регулятор расхода, выполненный с возможностью регулирования расхода топлива в контрольном и главном контуре в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, и продувочный резервуар, выполненный с возможностью всасывания, накопления или продувки топлива в главном контуре в зависимости от разности давления между главным контуром и резервуаром или насосом высокого давления, с которым он соединен. Описаны также газотурбинный двигатель, содержащий данную топливную систему и способ регулирования, использующий данную систему. Технический результат изобретений – ограничение рисков образования кокса, упрощение и уменьшение габаритов и массы системы. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

 


Наверх