Совместное управление отдельными потоками к главной и вспомогательной камерам сгорания (F02C9/34)
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)
F02C9/34 Совместное управление отдельными потоками к главной и вспомогательной камерам сгорания(6)
Группа изобретений относится к способу управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, контуру подачи топлива и газотурбинному двигателю. Способ управления впрыском топлива газотурбинного двигателя осуществляется с использованием контура (100) подачи топлива.
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.
Изобретение относится к энергетике. Способ определения установочного значения разделения топлива, используемого для регулировки установочного параметра разделения топлива для камеры сгорания, содержит следующие этапы: вывод первого элемента информации, связанного с теплотворной способностью подаваемого основного топлива; вывод второго элемента информации, связанного с рабочим состоянием камеры сгорания; вывод по меньшей мере одного третьего элемента информации, представляющего стабильность горения в камере сгорания; выбор предварительно определенной пары кривых, минимальной и максимальной граничных кривых для установочного параметра разделения топлива из множества предварительно определенных пар граничных кривых на основе первого элемента информации и второго элемента информации.
Система сгорания газотурбинного двигателя, содержащая усовершенствованный контур подачи топлива // 2646950
Система сгорания газотурбинного двигателя содержит камеру сгорания, по меньшей мере одну пусковую форсунку, выполненную с возможностью инициации горения в камере, множество главных форсунок, распределенных с постоянным угловым интервалом по окружности камеры сгорания, выполненных с возможностью питания топливом камеры сгорания после инициации горения, и контур подачи топлива в форсунки.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).
Устройство для дозирования топлива // 335430
