Управление топливоподачей (F02C9/26)
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)
F02C9 Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D27)
(745)
Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности, к системе подачи жидкого топлива к горелкам камеры сгорания и может быть использовано в составе двухтопливной энергетической газотурбинной установки.
Изобретение относится к области энергомашиностроения, конкретно к газотурбостроению, в частности к системе подачи жидкого топлива к горелкам камеры сгорания и может быть использовано в составе двухтопливной энергетической газотурбинной установки.
Изобретение относится к системе и способу управления газотурбинного двигателя летательного аппарата. Согласно изобретению система (100) управления содержит: систему (110) обработки в штатном режиме, содержащую глобальный корректор (21), выполненный с возможностью управления скоростью вращения газотурбинного двигателя путем подачи заданного значения (C_WF) положения в устройство дозирования топлива (11, 12), и локальный корректор (23), выполненный с возможностью управления положением дозатора топлива путем подачи тока (I_nom) управления в штатном режиме; систему (120) обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, содержащую прямой корректор (122), выполненный с возможностью управления скоростью вращения газотурбинного двигателя путем подачи тока (I_dég) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками, и модуль (130) управления режимами, выполненный с возможностью подачи в устройство дозирования топлива электрического тока (I_nom) управления в штатном режиме - при отсутствии отказа датчика положения, измеряющего положение устройства дозирования топлива, и подачи электрического тока (I_dég) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками - в случае отказа датчика положения.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем рассчитывают номинальный расход Gном топлива для каждого коллектора форсажной камеры сгорания и подают топливо в коллекторы, заранее выбирают для каждого коллектора расход Gзап заполнения топливом, в процессе работы двигателя для каждого из коллекторов рассчитывают время τзап заполнения коллектора в зависимости от его расхода Gзап заполнения топливом, заранее определяют темп dGт/dt изменения расхода топлива, в течение времени τзап заполнения коллектора дозируют в коллектор выбранный расход Gзап заполнения топливом, затем изменяют расход в коллектор с определенным темпом dGт/dt до величины соответствующего номинального расхода Gном и дозируют номинальный расход Gном топлива в коллектор.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором рассчитывают расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, подают в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания расход GтЗАП форсажного топлива, управляют агрегатом зажигания форсажной камеры сгорания и контролируют розжиг форсажной камеры сгорания, при этом по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором дополнительно рассчитывают основной расход GтОСН форсажного топлива в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания, до момента подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, а после подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор основной расход GтОСН.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ запуска камеры сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что измеряют частоту n вращения ротора двигателя и температуру Тт газов за турбиной ГТД посредством термопары, вычисляют первую производную Тт' по времени температуры газов за турбиной и формируют сигнал температуры Тткор газов за турбиной в соответствии с заданным соотношением, формируют заданный расход Gтзад топлива в КС ГТД в зависимости от частоты вращения ротора, устанавливают расход Gтзап топлива для запуска КС ГТД равным Gтзад.
Система предназначена для регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель. На входной дроссель-золотник междроссельной гидравлической проточной камеры резервного канала управления подаётся гидравлическая команда от подпружиненного золотника-корректора, вход которого соединён с клапаном постоянного давления, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру, на входной дроссель которой подаётся гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя.
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно, авиационных и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД с многозонной камерой сгорания (КС).
Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета // 2772674
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к авиационным вспомогательным газотурбинным двигателям, в частности к способу управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета.
Дозатор топлива для газотурбинной установки // 2772165
Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, а именно к устройствам управления подачей газообразного топлива в камеру сгорания наземной газотурбинной установки. Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности и точности дозирования топлива.
Сжигающее устройство газотурбинной установки // 2771040
Изобретение относится к сжигающему устройству газотурбинной установки. Сжигающее устройство газотурбинной установки содержит пилотную горелку, пилотный клапан регулирования подачи топлива, который регулирует расход топлива, подаваемого в пилотную горелку, основную горелку для горения предварительно приготовленной смеси, расположенную на внешней периферийной стороне пилотной горелки, множество основных клапанов регулирования подачи топлива, которые регулируют расходы топлива, индивидуальным образом подаваемого во множество секторов горелки, на которые разделена основная горелка в окружном направлении, и контроллер, выполненный с возможностью управления пилотным клапаном регулирования подачи топлива и множеством основных клапанов регулирования подачи топлива, при этом контроллер выполнен с возможностью управления множеством основных клапанов регулирования подачи топлива таким образом, что, когда топливо подлежит подаче во все из множества секторов горелки, возникает различие в расходе топлива между по меньшей мере одним сектором горелки и другими секторами горелки среди множества секторов горелки.
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.
Описан контроллер (50) для газовой турбины, выполненной с возможностью подачи нагрузки L. Газовая турбина содержит средство подачи топлива, выполненное с возможностью подачи топлива с расходом топлива FF в камеру сгорания.
Система регулирования газотурбинного двигателя относится к двигателестроению, преимущественно к системам подачи криогенного топлива в газотурбинный двигатель для наземного базирования и транспортных средств.
Описан контроллер (50) для газовой турбины. Газовая турбина выполнена с возможностью подавать нагрузку L.
Способ управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и система для его осуществления // 2730581
Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) и регулирования подачей топлива на всех режимах работы ГТД.
Способ контроля технического состояния насоса топливорегулирующей системы газотурбинного двигателя // 2725919
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для диагностирования технического состояния насоса топливорегулирующей системы газотурбинного двигателя (ГТД). Способ диагностирования насоса топливорегулирования ГТД заключается в том, что на выбранной частоте вращения привода насоса по показаниям датчика расхода (4), установленного в линии выхода насоса и показаниям датчика перепада давлений (2) на насосе определяют эталонное значение производительности насоса при действующем перепаде давлений на насосе.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления авиационными ГТД для регулирования расхода топлива в КС.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системе топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя и топливному коллектору для распыливания жидкого топлива.
Двухканальная система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения и предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя.
Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя содержит как минимум два топливных коллектора: основной и пилотный, кран перераспределения топлива, как минимум два горелочных устройства, каждое из которых снабжено криволинейным каналом, образованным двумя спрофилированными обечайками.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства относится к способам регулирования, оптимизирующим работу ТРД в зависимости от условий полета.
Способ работы газотурбинной установки // 2682218
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Способ работы газотурбинной установки, включающий подачу топлива в дежурные и основные горелочные устройства на различных режимах, заключающийся в том, что при запуске газотурбинной установки и выходе на режим малого газа в первую часть дежурных горелочных устройств подают в качестве топлива природный газ, после выхода установки на режим малого газа при дальнейшем увеличении мощности газотурбинной установки в оставшуюся вторую часть дежурных горелочных устройств подают метано-водородную смесь, а перед выходом на режим холостого хода, включают подачу метано-водородной смеси в первую часть дежурных горелочных устройств, при этом синхронно снижают расход природного газа в последние, вплоть до прекращения его подачи, также перед выходом на режим холостого хода начинают подачу топлива в виде природного газа в основные горелочные устройства.
Двухканальная система топливопитания и регулирования ГТД относится к области авиационного двигателестроения и предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя. Система содержит основной и резервный каналы управления, междроссельную камеру, регулируемые дроссели, клапан постоянного давления на дозаторе, пневмогидропреобразователь.
Изобретение относится к способам контроля тяги турбореактивного двигателя. Способ содержит этапы получения первого значения тяги, соответствующего первой рабочей точке компрессора на верхнем ограничении, причем это верхнее ограничение учитывает недооценку расхода топлива; управления турбореактивным двигателем для достижения первого значения тяги; мониторинга турбореактивного двигателя для обнаружения срыва работы компрессора; в случае необходимости: получения второго значения тяги, соответствующего второй рабочей точке, гарантирующей заранее определенный запас относительно верхнего ограничения для защиты турбореактивного двигателя от срыва работы компрессора, и управления турбореактивным двигателем для достижения второго значения.
Двухканальная система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель относится к области авиационного двигателестроения и предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к камерам сгорания газотурбинных двигателей, преимущественно малоэмиссионным камерам сгорания, и позволяет повысить топливную эффективность полноты сгорания топлива газотурбинного двигателя, на таких режимах работы камеры сгорания, когда вследствие неблагоприятного сочетания параметров топлива в зоне горения за частью или всеми горелками, полнота сгорания топлива снижается.
Способ в соответствии с изобретением содержит в фазе (Е0) запуска газотурбинного двигателя: - этап (Е10) генерирования в режиме разомкнутого цикла команды (WF_OL) расхода топлива на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила; и - этап (Е20-Е30) отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого из следующих параметров: - степень (dN2/dt) ускорения компрессора газотурбинного двигателя, и - температура (EGT) на выходе турбины газотурбинного двигателя, причем этот этап отслеживания включает в себя поддержание (Е30) рабочего параметра в определенном диапазоне значений при помощи по меньшей мере одной корректирующей схемы (R1, R2, R3), связанной с этим параметром и выполненной с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла.
Группа изобретений относится к дозирующему топливному устройству для топливного инжектора турбоустройства летательного аппарата, а также к камере сгорания турбоустройста летательного аппарата и к турбоустройству.
Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей.
Система топливопитания газотурбинного двигателя относится к области двигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей летательного аппарата. Система содержит регулятор, связанный с датчиками параметров работы двигателя, насос высокого давления и основной топливный насос для подачи топлива, переключатели подключения насосов с устройствами управления, связанными с регулятором, а также датчики давления топлива, установленные на выходе насосов и связанные с регулятором.
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1.
Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки.
Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления.
Способ и устройство для мониторинга системы приведения в действие на основе сервоклапанов // 2599414
Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.
Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки.
Передатчик хода для газовой турбины // 2589413
Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала.
Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода.
Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя.
Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах. Способ управления ТРДДФ заключается в том, что измеряют давление за компрессором
(
p
к
*
)и давление за турбиной
(
p
т
*
)
, вычисляют перепад давления на турбине
(
π
T
∑
*
=
p
к
*
/
р
т
*
)
.
Камера сгорания предназначена для использования в способе поэтапного изменения подачи топлива, при котором части топлива, подаваемые во множестве мест ввода топлива в камеру сгорания, варьируются в соответствии с требуемой мощностью.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е. изменяемого объема и изменяемого проходного сечения отверстий жаровой трубы.
Изобретение относится к энергетике. Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя, включающий заполнение дозированным топливом как минимум одного топливного коллектора камеры сгорания и подачу через его форсунки топлива в камеру сгорания двигателя.
Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинной установки, содержащей компрессор, турбину и камеру сгорания с группой пусковых горелок, группой горелок с предварительным смешением, работающих на обогащенной топливовоздушной смеси, и группой горелок с предварительным смешением, работающих на обедненной топливовоздушной смеси, в условиях изменения состава поступающего газового топлива, при этом указанный способ включает стадии: непрерывного измерения в реальном времени состава газового топлива, регулирования работы указанного газотурбинного двигателя и сжигание топлива в указанных горелках с использованием указанных измерений состава газового топлива в реальном времени.
Изобретение относится к энергетике. Способ формирования сигнала установочной точки подачи топлива, подаваемого клапаном золотникового типа измерительного устройства в систему впрыска топлива для впрыска топлива в камеру сгорания турбодвигателя, причем положение золотникового клапана зависит от сигнала установочной точки.
Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД.
Двухканальная система предназначена для автоматического управления ГТД на всех режимах работы двигателя. Система имеет основной и резервный каналы управления.
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.
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.
