RU2014138504A - Топливный инжектор для турбомашины - Google Patents

Топливный инжектор для турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2014138504A
RU2014138504A RU2014138504A RU2014138504A RU2014138504A RU 2014138504 A RU2014138504 A RU 2014138504A RU 2014138504 A RU2014138504 A RU 2014138504A RU 2014138504 A RU2014138504 A RU 2014138504A RU 2014138504 A RU2014138504 A RU 2014138504A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
metering valve
valve
outlet
chamber
pressure
Prior art date
Application number
RU2014138504A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2620475C2 (ru
Inventor
Жозе Ролан РОДРИГ
Эмили Шарлотт ПУССЕО
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014138504A publication Critical patent/RU2014138504A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2620475C2 publication Critical patent/RU2620475C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/24—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space by pressurisation of the fuel before a nozzle through which it is sprayed by a substantial pressure reduction into a space
    • F23D11/26—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space by pressurisation of the fuel before a nozzle through which it is sprayed by a substantial pressure reduction into a space with provision for varying the rate at which the fuel is sprayed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23K—FEEDING FUEL TO COMBUSTION APPARATUS
    • F23K5/00—Feeding or distributing other fuel to combustion apparatus
    • F23K5/02—Liquid fuel
    • F23K5/14—Details thereof
    • F23K5/147—Valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/263—Control of fuel supply by means of fuel metering valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2214/00—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00016—Preventing or reducing deposit build-up on burner parts, e.g. from carbon
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N2235/00—Valves, nozzles or pumps
    • F23N2235/12—Fuel valves
    • F23N2235/24—Valve details
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

Abstract

1. Топливный инжектор (1) для турбомашины, такой как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, содержащий корпус (2), включающий средства (3) приема топлива под давлением, запорный клапан (7), установленный в корпусе (2) на выходе средств (3) приема, и предназначенный для открывания под действием первого заданного давления топлива, и остающийся открытым при превышении этого первого давления для питания первичной топливной цепи (31, 20), дозирующий клапан (15), установленный в корпусе (2) на выходе запорного клапана (7) и предназначенный для открывания при превышении второго заданного давления топлива, большего первого давления, и остающийся открытым при превышении второго давления для питания вторичной топливной цепи (17, 21), отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один канал утечки (36, 37, 38), простирающийся от зоны (32), расположенной на выходе запорного клапана (7) и на входе дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной на выходе дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном трубопроводе (17, 21), при этом канал утечки (36, 37, 38) выполнен таким образом, что остается открытым в закрытом положении дозирующего клапана (15) и закрытым при перемещении дозирующего клапана (15).2. Инжектор (1) по п. 1, отличающийся тем, что корпус (2) содержит, по меньшей мере, одну первую камеру (32), расположенную на выходе запорного клапана (7) и на входе дозирующего клапана (15), текуче связанную или принадлежащую первичной топливной цепи (31, 20), по меньшей мере, одну вторую камеру (17), расположенную на выходе дозирующего клапана (15) и изолируемую от первой камеры (32) дозирующим клапаном (15) в его закрытом положении, причем вторая камера (17) текуче связана или принадлежит вторичной то

Claims (7)

1. Топливный инжектор (1) для турбомашины, такой как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, содержащий корпус (2), включающий средства (3) приема топлива под давлением, запорный клапан (7), установленный в корпусе (2) на выходе средств (3) приема, и предназначенный для открывания под действием первого заданного давления топлива, и остающийся открытым при превышении этого первого давления для питания первичной топливной цепи (31, 20), дозирующий клапан (15), установленный в корпусе (2) на выходе запорного клапана (7) и предназначенный для открывания при превышении второго заданного давления топлива, большего первого давления, и остающийся открытым при превышении второго давления для питания вторичной топливной цепи (17, 21), отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один канал утечки (36, 37, 38), простирающийся от зоны (32), расположенной на выходе запорного клапана (7) и на входе дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной на выходе дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном трубопроводе (17, 21), при этом канал утечки (36, 37, 38) выполнен таким образом, что остается открытым в закрытом положении дозирующего клапана (15) и закрытым при перемещении дозирующего клапана (15).
2. Инжектор (1) по п. 1, отличающийся тем, что корпус (2) содержит, по меньшей мере, одну первую камеру (32), расположенную на выходе запорного клапана (7) и на входе дозирующего клапана (15), текуче связанную или принадлежащую первичной топливной цепи (31, 20), по меньшей мере, одну вторую камеру (17), расположенную на выходе дозирующего клапана (15) и изолируемую от первой камеры (32) дозирующим клапаном (15) в его закрытом положении, причем вторая камера (17) текуче связана или принадлежит вторичной топливной цепи (17, 21), при этом канал утечки (36, 37, 38) выполнен в дозирующем клапане (15) так, чтобы соединять первую и вторую камеры (32, 17) в закрытом положении дозирующего клапана (15).
3. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что дозирующий клапан (15) закрыт в первой части своего хода, затем постепенно открывается во второй части своего хода, а закрытие канала утечки (36, 37, 38) происходит в первой части хода дозирующего клапана (15).
4. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что канал утечки (36, 37, 38) содержит средства (39) калибровки величины утечки.
5. Инжектор по п. 2, отличающийся тем, что дозирующий клапан (15) установлен подвижно и герметично в трубчатой части (14), неподвижной относительно корпуса (2), при этом трубчатая часть (14) содержит, по меньшей мере, одно отверстие утечки (35), причем канал утечки (36, 37, 38), выполненный в дозирующем клапане (15), содержит первый конец (36), открывающийся напротив отверстия утечки (35) в закрытом положении дозирующего клапана (15) и отходящий от отверстия утечки (35) при перемещении дозирующего клапана (15), при этом второй конец (38) канала утечки (36, 37, 38) открывается во вторую камеру (17).
6. Инжектор по п. 4, отличающийся тем, что канал утечки (36, 37, 38) содержит часть (38), простирающуюся по оси дозирующего клапана (15) и открывающуюся во вторую камеру (17), при этом в ней размещены средства (39) калибровки величины утечки, а также радиальную часть (36, 37), открывающуюся в осевую часть (38) канала утечки (36, 37, 38) и напротив отверстия утечки (35).
7. Турбомашина, такая как турбореактивный или турбовинтовой авиационный двигатель, содержащая, по меньшей мере, один инжектор (1) по п. 1.
RU2014138504A 2012-02-24 2013-02-07 Топливный инжектор для турбомашины RU2620475C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1251728 2012-02-24
FR1251728A FR2987430B1 (fr) 2012-02-24 2012-02-24 Injecteur de carburant pour une turbomachine
PCT/FR2013/050256 WO2013124566A1 (fr) 2012-02-24 2013-02-07 Injecteur de carburant pour une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014138504A true RU2014138504A (ru) 2016-04-10
RU2620475C2 RU2620475C2 (ru) 2017-05-25

Family

ID=47754836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014138504A RU2620475C2 (ru) 2012-02-24 2013-02-07 Топливный инжектор для турбомашины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9488107B2 (ru)
EP (1) EP2817498B1 (ru)
CN (1) CN104114835B (ru)
BR (1) BR112014020433B1 (ru)
CA (1) CA2864629C (ru)
FR (1) FR2987430B1 (ru)
RU (1) RU2620475C2 (ru)
WO (1) WO2013124566A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112146125A (zh) * 2019-06-27 2020-12-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴、燃烧室、燃气轮机以及防止燃油喷嘴内燃油结焦的方法

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3011619B1 (fr) * 2013-10-08 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Injecteur de carburant pour une turbomachine
FR3017414B1 (fr) * 2014-02-12 2019-01-25 Safran Aircraft Engines Repartition du debit dans un systeme carburant a injection multipoints
FR3051839B1 (fr) * 2016-05-31 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Logement de joint d'etancheite pour injecteur de turbomachine
US11603940B2 (en) * 2018-04-12 2023-03-14 Woodward, Inc. Damped check valve having multi-pressure operation
GB201815839D0 (en) 2018-09-28 2018-11-14 Rolls Royce Plc Fuel spray nozzle
US11713723B2 (en) * 2019-05-15 2023-08-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an engine
US11346281B2 (en) * 2020-08-21 2022-05-31 Woodward, Inc. Dual schedule flow divider valve, system, and method for use therein
US11970977B2 (en) 2022-08-26 2024-04-30 Hamilton Sundstrand Corporation Variable restriction of a secondary circuit of a fuel injector
US11913382B1 (en) * 2022-08-26 2024-02-27 Hamilton Sundstrand Corporation Variable restriction of a fuel circuit of a fuel nozzle
US11913381B1 (en) 2022-08-26 2024-02-27 Hamilton Sundstrand Corporation Force modification of passive spool for control of secondary nozzle circuits
US11970976B2 (en) 2022-08-26 2024-04-30 Hamilton Sundstrand Corporation Variable restriction of fuel nozzle with an auxiliary circuit

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4655912A (en) * 1985-09-03 1987-04-07 Ex-Cell-O Corporation Fluid valve assembly
FR2817054A1 (fr) * 2000-11-21 2002-05-24 Snecma Moteurs Dispositif doseur a reglage optimise
FR2832492B1 (fr) * 2001-11-20 2004-02-06 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux injecteurs de turbomachine
FR2832457B1 (fr) 2001-11-20 2004-07-23 Snecma Moteurs Dispositif doseur de combustible pour injecteur de turbomachine
US6983600B1 (en) * 2004-06-30 2006-01-10 General Electric Company Multi-venturi tube fuel injector for gas turbine combustors
FR2875584B1 (fr) * 2004-09-23 2009-10-30 Snecma Moteurs Sa Injecteur a effervescence pour systeme aeromecanique d'injection air/carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2911665B1 (fr) * 2007-01-22 2009-04-17 Hispano Suiza Sa Injecteur de carburant a deux etages.
US8291707B2 (en) * 2008-08-18 2012-10-23 Delavan Inc Multi-stage check valve
US8177145B2 (en) * 2008-11-04 2012-05-15 General Electric Company Feed injector system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112146125A (zh) * 2019-06-27 2020-12-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴、燃烧室、燃气轮机以及防止燃油喷嘴内燃油结焦的方法

Also Published As

Publication number Publication date
CA2864629A1 (fr) 2013-08-29
RU2620475C2 (ru) 2017-05-25
FR2987430A1 (fr) 2013-08-30
WO2013124566A1 (fr) 2013-08-29
US20150292412A1 (en) 2015-10-15
FR2987430B1 (fr) 2014-02-28
CA2864629C (fr) 2019-06-11
EP2817498B1 (fr) 2016-04-20
CN104114835B (zh) 2016-05-04
CN104114835A (zh) 2014-10-22
US9488107B2 (en) 2016-11-08
BR112014020433B1 (pt) 2021-06-08
EP2817498A1 (fr) 2014-12-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014138504A (ru) Топливный инжектор для турбомашины
RU2014138503A (ru) Топливный инжектор для турбомашины
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
WO2014178731A3 (en) A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine
RU2014145223A (ru) Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель
GB0611044D0 (en) Multiple inlet pump
RU2015137040A (ru) Система активного управления перепускным расходом для уплотнения в газотурбинном двигателе
IN2015DN03340A (ru)
RU2012112476A (ru) Компрессор газотурбинного двигателя с воздушными инжекторами
WO2014099074A3 (en) Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane
WO2015112227A3 (en) Multiple injector holes for gas turbine engine vane
BR112014026664A2 (pt) injetor de combustível para um motor de turbina a gás para dois combustível e método de operação de um motor de turbina a gás para dois combustíveis
RU2013153251A (ru) Уплотнительное кольцо поршня
WO2013135859A3 (de) Ringbrennkammer-bypass
WO2015147951A3 (en) Axial staged combustor with restricted main fuel injector
WO2014099076A3 (en) Gas turbine engine combustor with integrated combustor vane
WO2013034265A3 (de) Strömungskörper, maskierungsmodul für den einlass einer brennkraftmaschine und brennkraftmaschine
WO2013154650A3 (en) Anti-icing stator assembly for a gas turbine
RU2013120725A (ru) Топливный инжектор и камера сгорания (варианты)
RU2012115081A (ru) Турбина газотурбинного двигателя
WO2011147510A3 (de) Turbine für einen abgasturbolader
RU2012157161A (ru) Камера сгорания (варианты) и способ прочистки камеры сгорания
RU2011150673A (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
GB2562394A8 (en) Gas turbine engine
MX2012012797A (es) Region de transicion para camara de combustion secundaria de turbina de gas.

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner