Топливные клапаны и дренажные клапаны или системы (F02C7/232)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам)
(3070)
F02C7/232 Топливные клапаны; дренажные клапаны или системы (клапаны вообще F16K)(15)
Изобретение может быть использовано в устройствах дозирования топлива для турбомашин. Контур дозирования топлива для турбомашины содержит устройство дозирования, насос, регулирующий клапан, диафрагму и объемный расходомер.
Раскрыт способ безопасного запуска газовой турбины. Способ включает в себя первый этап, на котором топливный дозирующий клапан (33), расположенный вдоль линии подачи топлива, проверяют на возможные утечки.
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках. К техническому результату относится повышение износоустойчивости элементов двигателя при сохранении высокого КПД газотурбинного двигателя внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия.
Изобретение относится к топливным системам самолетов. Отсечной клапан магистрали дренажа-наддува подвесного топливного бака самолета содержит полый цилиндрический корпус, состоящий из верхней (1) и нижней (2) частей, жестко соединенных между собой фланцевым соединением.
Изобретение относится к способу (200) контроля неисправности пускового клапана контура запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающему следующие этапы: запуск (203) газотурбинного двигателя (100), при этом в пусковой клапан подают команду изменения состояния с целью его открывания; повышение (204) режима газотурбинного двигателя до первого заранее определенного порога; во время указанного повышения (204) режима газотурбинного двигателя (100): если обнаружено (201) отклонение между датчиками положения перед этапом запуска газотурбинного двигателя или если обнаружено (205) отклонение между датчиками положения, определение (207) датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, при этом другой датчик положения остался в открытом или закрытом положении; когда достигнут первый порог, запоминание (209) датчика положения, переключившегося между закрытым положением и открытым положением, как исправного, и датчика положения, оставшегося в открытом или закрытом положении, как неисправного, чтобы измерять состояние пускового клапана только на основании положения исправного датчика положения.
Изобретение относится к системе (20) подачи топлива для турбомашины. Система (20) подачи содержит контур (120) стартера, по меньшей мере одно первое гидравлическое сопротивление (124, 136) и контур (130) продувки.
Изобретение может быть использовано в газотурбинных двигателях. Форсунка (1) камеры сгорания газотурбинной установки содержит систему (5) подачи текучей среды, корпус (4) форсунки, форсуночную головку (6), привод (7).
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям, и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках. Газотурбинный двигатель внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия содержит центробежный компрессор (1), газовую центростремительную турбину (2) и камеры сгорания (3).
Дозатор газообразного топлива // 2695445
Дозатор газообразного топлива относится к области регулирования газотурбинных двигателей (ГТД), работающих на газообразном топливе, и может быть использован для подачи газообразного топлива в камеру сгорания ГТД.
Устройство слива текучих сред для авиационного двигателя, содержащее коллектор, выполненный с возможностью сбора текучих сред, сливаемых из двигателя, содержащее средства откачки текучих сред, содержащихся в коллекторе, и удаления этих текучих сред, и средства контроля, выполненные с возможностью оповещения о ненормальном сборе текучих сред коллектором, причем эти средства контроля выполнены с возможностью активации, когда расход собираемых текучих сред превышает пропускную способность средств откачки.
Группа изобретений относится к дозирующему топливному устройству для топливного инжектора турбоустройства летательного аппарата, а также к камере сгорания турбоустройста летательного аппарата и к турбоустройству.
Устройство подачи и выпуска для форсунки // 2637344
Изобретение относится к устройству питания и продувки форсунки камеры сгорания турбомашины. Устройство (1) подвода и продувки для форсунки камеры турбомашины, которое содержит: трубку (2) с первым отверстием (3) и вторым отверстием (4), блокирующую систему (5) для блокирования трубки, позволяющую регулировать прохождение текучих сред в трубку (2).
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дренажных систем авиационных двигателей. Коллектор (4) двигателя вертолета содержит внешнюю продольную стенку (41) и две закрытые концевые стенки (42, 43), продольную ось симметрии (X’X), наклоненную восходящим образом, патрубок (51-53), предназначенный для соединения со сливными дренажами, и связь (54), соединенную с соплом выброса газов (5) и соединенную с донной концевой стенкой (43).
Топливный инжектор для турбомашины // 2620475
Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус, включающий первичную топливную цепь и вторичную топливную цепь, питаемую дозирующим клапаном (15).
Топливный инжектор для турбомашины // 2616141
Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус (2), включающий в себя средства впуска топлива под давлением, запорный клапан, предназначенный для питания первичного топливного контура (31, 20), и дозирующий клапан (15), установленный ниже по потоку от запорного клапана и предназначенный для питания вторичного топливного контура (17, 21).
Изобретение может быть использовано в системах подачи топлива для тепловых двигателей. Предложен способ эксплуатации системы подачи топлива для теплового двигателя, причем система подачи топлива состоит, по меньшей мере, из одного топливопровода (1), проходящего к процессу (3) горения, вдоль которого расположен, по меньшей мере, один блок клапанов.
Изобретения относятся к способу и устройству подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины. Топливо под высоким давлением подается с регулируемым расходом в камеру сгорания через клапан с позиционным управлением и останавливающий и повышающий давление отсечной клапан с переменным сужением.
Многоходовой клапан топливной системы газовой турбины содержит снабженное цилиндрическим гнездом клапанное тело, в ограничивающей гнездо стенке которого расположено несколько отверстий для подвода и/или отвода текучих сред, при этом в гнезде предусмотрена установленная подвижно вставка по меньшей мере с одним каналом с двумя другими отверстиям, с помощью которого обеспечивается возможность соединения по потоку друг с другом двух соседних отверстий, в клапанном теле предусмотрены два мостика, которые соединяют друг с другом расположенные в различных плоскостях отверстия.
Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник, смонтированные на теплозащите двигателя, заглушку, закрепленную на резьбе проходника, контровочную проволоку.
Изобретение относится к энергетике. .
Дозатор жидкости, способ дозирования жидкости, топливная форсунка, камера сгорания и турбомашина // 2311550
Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды, более конкретно к способам и устройствам дозирования и питания топливных форсунок камер сгорания турбомашин. .
Топливная форсунка турбомашины (варианты) // 2293920
Изобретение относится к устройствам подачи топлива в камеру сгорания турбомашины. .
Дренажная система авиационного двигателя // 2190109
Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно авиационного, и может быть использовано в отраслях народного хозяйства, в которых применяются газотурбинные двигатели с дренажной системой.
Изобретение относится к области корабельных энергетических установок, в частности к устройству систем топливопитания и дренажа ГТД. .
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для дренажа топлива из камер сгорания газотурбинных двигателей. .
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к топливным дренажным системам газотурбинных двигателей. .
Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности к топливным дренажным системам для слива дренажного топлива от агрегатов и систем газотурбинных двигателей. .
