Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса ракетного двигателя в летательном аппарате, например в воздушно-космическом самолете, содержащем двойную силовую установку с газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем, при этом газотурбинный двигатель может быть, в частности, турбореактивным двигателем.

Такой воздушно-космический самолет может быть одноступенчатым летательным аппаратом, то есть в котором оба двигателя находятся в одном корпусе в течение всего полета воздушно-космического самолета. Речь может также идти о двухступенчатом летательном аппарате, когда двигатели находятся в двух разных носителях, соединенных между собой во время взлета, но разделяющихся во время полета.

Уровень техники

В случае летательных аппаратов с ракетными двигателями, как правило, питание ракетных двигателей ракетным топливом обеспечивают турбонасосы.

Турбонасос представляет собой насос, вращаемый турбиной, то есть вращающимся устройством, приводимым в действие движущейся текучей средой.

Турбонасосы предназначены для закачивания текучих сред, то есть компонентов ракетного топлива из баков в камеры сгорания ракетного двигателя.

В случае космических ракет-носителей запуск турбонасосов происходит перед взлетом ракеты-носителя, затем их работа продолжается в течение всей активной фазы создания тяги ракетным двигателем. В случае верхних ступеней запуск турбонасосов производят во время фазы запуска ракетных двигателей этих верхних ступеней, совпадающей с фазой разделения ступеней.

Для запуска турбонасосов согласно одному из решений используют газогенератор, в котором сгорает небольшая часть ракетного топлива, предназначенного для питания ракетного двигателя или ракетных двигателей, при сгорании которой образуются горячие газы, приводящие во вращение турбонасос, после чего турбонасос закачивает ракетное топливо, предназначенное для питания ракетного двигателя.

Турбонасосы можно также запускать при помощи холодных газов, хранящихся под высоким давлением в специальном баке, установленном на летательном аппарате.

Устройства запуска турбонасосов подают газы с энергией, достаточной для приведения во вращение турбин, которые, в свою очередь, приводят во вращение все насосы питания ракетным топливом ракетного двигателя.

В случае атмосферного самолета, содержащего газотурбинный двигатель и стартовый ракетный двигатель для увеличения тяги или для полетов на очень большой высоте, в документе US 2 531 761 предложено использовать горячие газы, выходящие из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Эти горячие газы поступают на турбину турбонасоса через первый контур питания, тогда как камера сгорания газогенератора, использующая ракетное топливо питания ракетного двигателя, соединена со вторым контуром питания этой турбины.

За исключением пускового устройства, использующего хранящиеся под высоким давлением холодные газы, известные устройства, использующие горячие газы, подвергают турбину сильному тепловому удару во время ее запуска.

Например, температура газов пиротехнического стартера составляет примерно не менее 1300°C, а горячие газы, выходящие из камеры сгорания турбореактивного двигателя, согласно документу US 2 531 761, имеют температуру около 1200°C.

Кроме того, устройство хранения под давлением является тяжелым и объемным.

Наконец, в случае летательного аппарата типа воздушно-космического самолета, предназначенного для многократного использования, критерий стоимости эксплуатации имеет первостепенное значение. Это значит, что необходимо ограничивать операции обслуживания и замены деталей между двумя полетами; отсюда возникает необходимость максимального уменьшения напряжений, действующих на различные устройства, с целью увеличения их срока службы.

В этой связи следует уменьшать тепловые удары, которым подвергаются турбонасосы, и, следовательно, понижать действующие на них температуры и стараться нагревать их более постепенно.

Раскрытие изобретения

Изобретением предложено устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый турбинный двигатель и ракетный двигатель, при этом устройство запуска содержит систему пневматического питания запуска турбины турбонасоса через контур нагнетания сжатого воздуха, отбираемого при помощи отвода на ступени компрессора тягового турбинного двигателя летательного аппарата на входе в камеру сгорания указанного турбинного двигателя.

В отличие от известного устройства устройство в соответствии с настоящим изобретением, которое использует неотработанные газы, позволяет избегать теплового удара турбины турбонасоса во время ее холодного запуска.

Заявленное устройство нагревает турбину гораздо меньше по сравнению с известными устройствами, так как оно использует сжатый воздух при температуре не выше 600°С. Кроме того, оно является менее объемным и лишь ненамного увеличивает массу силовой установки летательного аппарата.

Кроме того, в отличие от известных устройств органы контроля газового потока питания турбины не подвергаются действию высоких температур.

Предпочтительно устройство содержит камеру сгорания газогенератора, приводящего во вращение турбину турбонасоса, при этом указанная камера находится в фазе работы ракетного двигателя, питаемого жидком ракетным топливом.

Согласно частному варианту выполнения контур нагнетания сжатого воздуха в турбину выполнен с возможностью заполнения указанной камеры указанным сжатым воздухом, чтобы осуществлять нагнетание газообразного кислорода вместе с по меньшей мере одним жидким ракетным топливом или в смесь жидких ракетных топлив во время фазы зажигания газогенератора, чтобы улучшить воспламенение этих жидких ракетных топлив.

Согласно предпочтительному варианту выполнения устройство дополнительно содержит средства охлаждения отбираемого воздуха.

Согласно частному варианту выполнения средства охлаждения содержат теплообменник, охлаждаемый наружным воздухом летательного аппарата.

Согласно альтернативному или дополнительному варианту выполнения средства охлаждения используют всю или часть магистрали питания криогенным ракетным топливом ракетного двигателя.

Предпочтительно система пневматического питания турбины турбонасоса оборудована вентилями, средствами калибровки и обратными клапанами, выполненными с возможностью быстрого и контролируемого приведения во вращение турбины при помощи отвода.

Объектом изобретения является также силовая установка летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один турбинный двигатель и по меньшей мере один ракетный двигатель, которая содержит заявленное устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя, и изобретение находит свое применение, в частности, для воздушно-космического самолета или сверхзвукового самолета, содержащего такую силовую установку.

Наконец, объектом изобретения является способ запуска турбонасоса ракетного двигателя при помощи заявленного устройства, содержащий первый этап нагнетания сжатого воздуха в турбину турбонасоса, затем этап впрыска ракетного топлива в камеру сгорания газогенератора привода турбонасоса благодаря приведению в действие турбины сжатым воздухом.

Предпочтительно нагнетание воздуха в турбину прекращают при помощи клапана, когда давление в газогенераторе превышает значение регулировки клапана.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема устройства в соответствии с изобретением;

на фиг. 2 представлена схема устройства согласно первому варианту изобретения с воздушным обменным аппаратом;

на фиг. 3 представлена схема устройства согласно второму варианту изобретения с жидкостным теплообменником;

на фиг. 4 представлена схема устройства согласно третьему варианту изобретения с питанием через камеру газогенератора.

Осуществление изобретения

Изобретение относится к силовой установке воздушно-космического самолета, содержащей две разные тяговые системы: один или несколько турбореактивных двигателей для полета в атмосферной фазе и ракетную тяговую систему, использующую один или несколько ракетных двигателей на жидком ракетном топливе с турбонасосом для космического полета, такого как суборбитальный полет.

На фиг. 1 схематично показана такая силовая установка, содержащая турбореактивный двигатель 5 и ракетный двигатель 2, между которыми находится турбонасос 1 питания ракетного двигателя в соответствии с изобретением.

Для упрощения баки и известные вспомогательные системы как ракетного двигателя, так и теплового двигателя летательного аппарата не показаны.

В данном случае турбонасос представляет собой турбонасос, содержащий турбину 1а привода двух насосов 1b, 1c, которые питают ракетный двигатель жидкими ракетными топливами 11, 12 под давлением, например горючим и окислителем из известных и не показанных баков.

Тяговый турбинный двигатель 5 летательного аппарата, например, типа турбореактивного двигателя, как известно, содержит многоступенчатые компрессоры 6, камеру 7 сгорания и турбину 16, на которую действует поток, выходящий из камеры сгорания, и которая вращает компрессоры 6.

Заявленное устройство отбирает воздух, сжимаемый компрессорами 6, для питания контура текучей среды турбины 1а турбонасоса 1 ракетного двигателя или ракетных двигателей.

Этот контур питания содержит отвод 4 на уровне ступени 6а компрессора газотурбинного двигателя 5.

Ступень компрессора, к которой подсоединяют отвод, выбирают таким образом, чтобы обеспечивать отбор без ухудшения работы газотурбинного двигателя, кроме того, этот отбор производят на ступени с температурой газов и с давлением, совместимыми с работой турбины 1а турбонасоса 1. Отвод производят на ступени компрессора, выдающей среднее давление, например, порядка 10 бар.

Контур 3, соединяющий турбину 1а с отводом 4, оснащен вентилем 13, предназначенным для открывания или перекрывания питания турбины сжатым воздухом.

Вентиль 13 открывают для запуска турбины 1а, затем закрывают сразу после запуска турбонасоса, который получает питание частью ракетного топлива ракетного двигателя.

Контур дополнительно содержит средства калибровки 14 текучей среды и обратный клапан 15.

Все эти средства обеспечивают быстрое и контролируемое питание турбины при помощи отвода 4 отбора сжатого воздуха на входе в камеру 7 сгорания турбореактивного двигателя.

Возможность выбирать ступень компрессора для отбора воздуха позволяет регулировать температуру сжатого воздуха.

Возможность ограничивать температуру газов, поступающих на турбину 1а, во время переходной фазы приведения во вращение турбины является определяющим фактором для увеличения срока службы турбины.

Действительно, во время этой фазы запуска турбина подвергается действию большого температурного градиента, начиная от окружающей температуры до температуры горячих газов, получаемых в результате сжигания ракетного топлива.

Как показано на фиг. 2 и 3, регулирование температуры сжатого воздуха, поступающего на турбину 1а турбонасоса, осуществляют при помощи теплообменника 8, 9 на магистрали питания турбины.

Согласно примеру, показанному на фиг. 2, теплообменник представляет собой теплообменник воздух/воздух на уровне забора наружного воздуха, чтобы наружный воздух, в котором летит летательный аппарат, охлаждал сжатый газ, питающий турбину 1а.

Согласно примеру, показанному на фиг. 3, теплообменник 9 представляет собой теплообменник воздух/жидкость, установленный на контуре питания ракетным топливом 12 насоса lb, что является преимуществом, если ракетное топливо находится при криогенной температуре.

В частности, можно либо использовать криогенную магистраль в качестве источника холода, либо использовать всю или часть среды, циркулирующей в этой криогенной магистрали, в качестве источника холода в холодном контуре теплообменника.

Контур турбонасосов включает в себя камеру 10 сгорания газогенератора, сообщающуюся с турбиной турбонасоса.

Этот газогенератор питается криогенным ракетным топливом 11, 12, закачиваемым насосами 1b, 1c турбонасоса, которое воспламеняется в камере сгорания при помощи известного средства зажигания.

Когда происходит нагнетание сжатого воздуха на уровне турбины или ее впускного корпуса, он возвращается в камеру сгорания газогенератора по причине отсутствия клапана между турбиной и этой камерой сгорания, которая тоже содержит воздух, что облегчает воспламенение ракетного топлива.

Контур питания воздухом служит в этом случае для подачи газообразного кислорода из воздуха, отбираемого на турбореактивном двигателе, во время фазы зажигания питающего турбину газогенератора, что позволяет улучшить эту фазу зажигания.

Действительно, в случае криогенного ракетного топлива зажигание в жидкой фазе трудно контролировать. Поэтому воспламенение жидкого горючего с кислородом воздуха может повысить надежность фазы зажигания газогенератора и, следовательно, запуска ракетного двигателя.

Таким образом, запуск ракетного двигателя включает в себя первый этап нагнетания сжатого воздуха на турбину турбонасоса, затем этап впрыска ракетного топлива в камеру 10 сгорания газогенератора привода турбонасоса благодаря вращению турбины от сжатого воздуха. После запуска турбонасоса нагнетание воздуха в турбину прекращают при помощи клапана 15, когда давление в газогенераторе превышает значение регулировки клапана.

Это представляет собой преимущество изобретения, заключающееся в отборе воздуха на выходе компрессора, а не за камерой сгорания турбореактивного двигателя, где больше не остается кислорода для использования в качестве окислителя.

При таком выполнении цикл начинается с приведения во вращение турбины 1а воздухом, нагнетаемым от компрессора 6, тогда как вентили 113, 114 перекрывают магистрали 111, 112 питания ракетным топливом. Затем жидкое горючее, закачиваемое турбонасосом (например, ракетное топливо 12), поступает в камеру 10 при открывании вентиля 114 и воспламеняется с кислородом сжатого воздуха при помощи устройства зажигания, такого как свеча зажигания. Затем открывание вентиля 113 приводит к нагнетанию окислителя 11. После стабилизации горения подачу воздуха прерывают путем закрывания вентиля 13, что знаменует собой завершение фазы запуска ракетного двигателя.

Следует отметить, что, если летательный аппарат является двухступенчатым воздушно-космическим самолетом, необходимо просто предусмотреть на магистрали сжатого воздуха между турбореактивным двигателем и турбиной устройство автоматического разъединения, которое позволяет изолировать эту магистраль в момент отделения ступени.

Таким образом, устройство в соответствии с изобретением осуществляет нагнетание газообразного кислорода вместе с ракетным топливом или в смеси жидких ракетных топлив во время фазы зажигания газогенератора, чтобы улучшить воспламенение жидкого ракетного топлива газогенератора.

Другой возможностью, обеспечиваемой этой системой, является обеспечение работы ракетного двигателя в режиме ограниченной тяги за счет приведения в действие турбины посредством воспламенения ограниченного количества жидкого горючего 12 силовой установки с воздухом, получаемым от турбореактивного двигателя.

Этот режим работы, ограниченный фазой атмосферного полета, когда работает(ют) турбореактивный двигатель или турбореактивные двигатели, может отвечать возможной потребности летательного аппарата в дополнительной тяге.

Изобретение находит свое применение, в частности, для воздушно-космического самолета с двойной силовой установкой, включающей в себя турбореактивный двигатель и ракетный двигатель, или для сверхзвукового самолета с двойной силовой установкой, включающей в себя турбореактивный двигатель и ракетный двигатель.

1. Устройство запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя (2) летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель летательного аппарата и ракетный двигатель, отличающееся тем, что содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса через контур нагнетания сжатого воздуха, отбираемого посредством отвода (4) от ступени (6а) компрессора тягового газотурбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

2. Устройство по п. 1, дополнительно содержащее камеру (10) сгорания газогенератора, приводящего во вращение турбину (1а) турбонасоса (1), при этом в указанную камеру поступают жидкие ракетные топлива (11, 12), когда ракетный двигатель находится в рабочем состоянии.

3. Устройство по п. 2, в котором контур нагнетания сжатого воздуха на турбину выполнен с возможностью заполнения указанной камеры (10) указанным сжатым воздухом, чтобы осуществлять нагнетание газообразного кислорода вместе с по меньшей мере одним жидким ракетным топливом или в смесь жидких ракетных топлив во время фазы зажигания газогенератора, чтобы улучшить воспламенение этих жидких ракетных топлив.

4. Устройство по одному из пп. 1-3, содержащее средства (8, 9) охлаждения отбираемого воздуха.

5. Устройство по п. 4, в котором средства охлаждения содержат теплообменник (8), охлаждаемый наружным воздухом, окружающим летательный аппарат.

6. Устройство по п. 4, в котором средства охлаждения используют всю или часть магистрали питания криогенным ракетным топливом ракетного двигателя.

7. Устройство по п. 5, в котором средства охлаждения используют всю или часть магистрали питания криогенным ракетным топливом ракетного двигателя.

8. Устройство по любому из пп. 1-3, 5-7, в котором контур нагнетания сжатого воздуха системы пневматического питания турбины турбонасоса оборудован вентилем (13), средствами (14) калибровки и обратным клапаном (15), выполненными с возможностью быстрого и контролируемого приведения во вращение турбины при помощи отвода.

9. Устройство по п. 4, в котором контур нагнетания сжатого воздуха системы пневматического питания турбины турбонасоса оборудован вентилем (13), средствами (14) калибровки и обратным клапаном (15), выполненными с возможностью быстрого и контролируемого приведения во вращение турбины при помощи отвода.

10. Силовая установка летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один тяговый газотурбинный двигатель (5) и по меньшей мере один ракетный двигатель (2), отличающаяся тем, что содержит устройство запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя (2) по любому из пп. 1-9.

11. Воздушно-космический самолет, содержащий силовую установку по п. 10.

12. Сверхзвуковой самолет, содержащий силовую установку по п. 10.

13. Способ запуска турбонасоса ракетного двигателя при помощи устройства по любому из пп. 1-9, содержащий первый этап нагнетания сжатого воздуха на турбину турбонасоса и затем этап впрыска компонентов ракетного топлива в камеру (10) сгорания газогенератора привода турбонасоса благодаря приведению в действие турбины сжатым воздухом.

14. Способ по п. 13, согласно которому нагнетание воздуха в турбину прекращают при помощи клапана (15), когда давление в газогенераторе превышает значение регулировки клапана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода.

Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Блок сопел // 2587729
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к энергетике. Способ контроля степени забивания пусковых форсунок газотурбинного двигателя, содержащего камеру сгорания, в которую открыта по меньшей мере одна питаемая топливом пусковая форсунка, при этом указанные пусковые форсунки выполнены с возможностью инициации горения в указанной камере посредством воспламенения топлива, и турбину, приводимую во вращение газообразными продуктами горения топлива в камере.

Изобретение относится к устройству зажигания двигателя. Устройство зажигания двигателя содержит по меньшей мере две свечи, источник питания, первый канал для питания первой свечи и второй канал для питания второй свечи, при этом упомянутые каналы соединены с источником питания через средства распределения питания, управляемые системой управления типа FADEC, при этом упомянутые средства распределения содержат первую цепь для поочередного питания упомянутого первого канала или упомянутого второго канала и вторую цепь для одновременного питания упомянутых первого и второго каналов, при этом устройство выполнено таким образом, чтобы использовать во время запуска либо первую цепь, либо вторую цепь.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей. Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в авиационных стартер-генераторах, интегрированных в авиационный газотурбинный двигатель.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Электрическое устройство летательного аппарата содержит блок управления стартерным электродвигателем для двигателя, выполненный с возможностью подавать входное напряжение переменного тока в блок трансформатор/выпрямитель.

Изобретение относится к способу запуска системы сгорания, содержащей первое устройство воспламенения и по меньшей мере второе устройство воспламенения, узел обработки и систему датчиков.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода на ступени компрессора тягового турбинного двигателя летательного аппарата на входе в камеру сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх