RU2063532C1 - Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization - Google Patents
Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2063532C1 RU2063532C1 SU4385948A RU2063532C1 RU 2063532 C1 RU2063532 C1 RU 2063532C1 SU 4385948 A SU4385948 A SU 4385948A RU 2063532 C1 RU2063532 C1 RU 2063532C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- fuel
- main
- pump
- regulator
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационных двигателей с форсажными камерами сгорания и, в частности, к их топливным системам с раздельной подачей топлива от регулируемых насосов к соответствующим камерам сгорания. The invention relates to the field of aircraft engines with afterburner combustion chambers and, in particular, to their fuel systems with separate fuel supply from adjustable pumps to the corresponding combustion chambers.
В авиационных газотурбинных двигателях с форсажными камерами сгорания широко известен способ топливоподачи, заключающийся в питании топливом основных и форсажных камер сгорания по независимым друг от друга раздельным топливоподающим магистралям, в каждую из которых включены такие общие элементы, как приводные от ротора двигателя регулируемые насосы, управляющие органы в виде соответственно дроссельного и форсажного кранов, форсунки, соединяемые между собой трубопроводами. По такому способу выполнена топливоподача и у современного зарубежного двигателя F 100. Реализован этот способ с регулируемыми насосами и в двигателе Р 11 Ф300 (1). In aviation gas turbine engines with afterburner combustion chambers, the fuel supply method is widely known, which consists in feeding the main and afterburner chambers with fuel via independent separate fuel supply lines, each of which includes common elements such as variable displacement pumps driven by the rotor of the engine, control bodies in the form of throttle and afterburning cranes, respectively, nozzles connected by pipelines. In this way, fuel was supplied for a modern foreign F 100 engine. This method was implemented with adjustable pumps in the P 11 F300 engine (1).
Из устройств, в которых наиболее полно раскрыта система подачи топлива по этому способу, является двигатель P 11 Ф300 (1), выбранный в качестве прототипа заявленных способа и устройства. Устройство в виде системы подачи топлива включает топливный бак, соединенный двумя раздельными магистралями с форсунками основной и форсажной камер сгорания, в которых установлены соответственно основной насос, снабженный блоком регулятора подачи топлива, включающим регулятор постоянства подачи топлива, дроссельный кран и форсажный насос, снабженный блоком регулятора подачи топлива, связанным с электрогидравлическим устройством, и соединенный также с блоком системы управления диаметром сопла. Of the devices in which the fuel supply system according to this method is most fully disclosed, is the P 11 F300 engine (1), selected as a prototype of the claimed method and device. The device in the form of a fuel supply system includes a fuel tank connected by two separate lines to the nozzles of the main and afterburner combustion chambers, in which the main pump is installed, equipped with a fuel supply regulator unit including a constant fuel supply regulator, a throttle valve and an afterburner equipped with a regulator block fuel supply associated with an electro-hydraulic device, and also connected to the nozzle diameter control system unit.
Недостаток известного способа и устройства (системы) заключается в том, что они не обеспечивают работоспособности двигателя при отказе качающего узла основного насоса и разрушении его нагнетающих магистралей. Первое может произойти из-за заклинивания плунжерных пар при большом содержании в топливе воды и сернистых соединений, заклинивании ротора насоса вследствие разрушения подшипника, усталостного разрушения рессоры привода насоса. Второе - разрушение трубопроводов из-за их гидродинамического нагружения, связанного с конечным числом насосных плунжеров и гидроударов от резких перемещений дроссельного крана. Вероятность всего этого у основного насоса значительно выше по сравнению с форсажным, поскольку в процессе эксплуатации он намного больше перекачивает топлива, чем форсажный, который в обычном беcфорсажном полете, работая при минимальной подаче, фактически разгружен и "отдыхает". Так, при 100-часовом гарантийном сроке работы двигателя до первой переборки эксплуатация на форсажных режимах не должна превышать 30 часов (1. с. 6). Отсюда ясно, что основной насос более чем в 3 с лишним раза как минимум нагруженное форсажного и, следовательно, по сравнению с ним имеет повышенную вероятность отказа. Отказ же основного насоса, лишая основные камеры сгорания топливоподачи, приводит к выключению двигателя и, следовательно, к аварийной ситуации в полете. И все это при наличии на двигателе исправного форсажного насоса, "отдыхающего" в это время, хотя и способного обеспечить работоспособность двигателя для полета до ближайшего аэродрома. A disadvantage of the known method and device (system) is that they do not ensure the operability of the engine in case of failure of the pumping unit of the main pump and the destruction of its discharge lines. The first may occur due to jamming of the plunger couples with a high content of water and sulfur compounds in the fuel, jamming of the pump rotor due to bearing failure, fatigue failure of the pump drive spring. The second is the destruction of pipelines due to their hydrodynamic loading associated with a finite number of pump plungers and water hammer from sudden movements of the throttle valve. The probability of all this at the main pump is significantly higher compared to the afterburner, since during operation it pumps fuel more than the afterburner, which in normal non-boost flight, working at minimum supply, is actually unloaded and “resting”. So, with a 100-hour warranty period of engine operation before the first bulkhead, operation in afterburner modes should not exceed 30 hours (1. p. 6). From this it is clear that the main pump more than 3 times more than at least loaded afterburner and, therefore, compared with it has an increased likelihood of failure. The failure of the main pump, depriving the main combustion chambers of the fuel supply, leads to engine shutdown and, consequently, to an emergency in flight. And all this if the engine has a working afterburner pump, “resting” at that time, although it is able to ensure the engine’s operability for flying to the nearest airfield.
Изобретение направлено на решение задачи повышения надежности работы двигателя при отказе качающего узла основного насоса или разрушении его высоконапорных магистралей за счет использования форсажного насоса и низконапорных магистралей форсунок основных камер сгорания. The invention is aimed at solving the problem of improving the reliability of the engine in case of failure of the pumping unit of the main pump or the destruction of its high-pressure lines through the use of an afterburner pump and low-pressure lines of the nozzles of the main combustion chambers.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе подачи топлива в газотурбинных двигателях с форсажными камерами сгорания, включающем подачу топлива к форсункам основных и форсажных камер сгорания при помощи соответственно регулируемых основного и форсажного насосов по раздельным магистралям со своими управляющими органами в виде, соответственно, дроссельного и форсажного кранов, согласно изобретению при отказе качающего узла основного насоса или разрушении его нагнетающих магистралей, отключают по падению давления при помощи переключающего устройства магистраль подачи топлива от основного насоса до переключающего устройства отключают подачу топлива к форсункам форсажной камеры сгорания и систему управления диаметром реактивного сопла на форсажном режиме работы двигателя, переключают подачу топлива к форсункам основной камеры сгорания через переключающее устройство и дроссельный кран на форсажный насос, который регулируют подключенным через переключающее устройство дополнительным регулятором, причем на период срабатывания переключающего устройства подачу топлива к форсункам основной камеры сгорания осуществляют от гидроаккумулятора. The solution to this problem is achieved by the fact that in the method of supplying fuel in gas turbine engines with afterburner combustion chambers, including the supply of fuel to the nozzles of the main and afterburner combustion chambers using respectively regulated main and afterburner pumps on separate lines with their governing bodies in the form, respectively, of a throttle and afterburning cranes, according to the invention, in case of failure of the pumping unit of the main pump or the destruction of its discharge lines, they are turned off by the pressure drop at the power of the switching device, the fuel supply line from the main pump to the switching device turns off the fuel supply to the nozzles of the afterburner and the nozzle diameter control system after the afterburner engine operation, switches the fuel supply to the nozzles of the main combustion chamber through the switching device and the throttle valve to the afterburner which is regulated by an additional regulator connected via a switching device, and for the period of operation of the switching device CTBA fuel supply to the injectors of the main combustion chamber is performed by the accumulator.
Поставленная задача решается также тем, что в устройстве в виде системы подачи топлива в газотурбинных двигателях с форсажными камерами сгорания, включающей топливный бак, соединенный двумя раздельными магистралями с форсунками основной и форсажной камер сгорания, в которых установлены соответственно основной насос, снабженный блоком регулятора подачи топлива, включающим регулятор постоянства подачи топлива, дроссельный кран и форсажный насос, снабженный блоком регулятора подачи топлива, связанным с электрогидравлическим гидравлическим устройством и соединенный также с блоком системы управления диаметром реактивного сопла, согласно изобретению, в нагнетающей магистрали после основного насоса до дроссельного крана установлены последовательно датчик падения давления основного топлива, связанный с электрогидравлическим устройством, обеспечивающим переключение управления форсажным насосом от дополнительного регулятора при отказе основного насоса, и блоком системы управления диаметром реактивного сопла, отключаемым при отказе основного насоса, управляемое по сигналам этого датчика или падению давления переключающее устройство, обратный клапан, гидроаккумулятор, а также имеется дополнительный регулятор форсажного насоса, выполненный, например, аналогично имеющемуся в блоке регулятора подачи топлива основного насоса регулятору постоянства подачи топлива, и связанный трубопроводами через переключающее устройство с дроссельным краном, причем переключающее устройство выполнено таким образом, что обеспечивает при исправности основного насоса раздельное соединение нагнетающих магистралей основного и форсажного насосов, соответственно, с форсунками основной и форсажной камер сгорания и отключение трубопроводов, связывающих дроссельный кран с дополнительным регулятором форсажного насоса, а при отказе основного насоса отключение нагнетающей магистрали основного насоса от форсунок основной камеры сгорания и подключение их к нагнетающей магистрали форсажного насоса, а также трубопроводов, связывающих дроссельный кран с дополнительным регулятором форсажного насоса. The problem is also solved by the fact that in a device in the form of a fuel supply system in gas turbine engines with afterburner combustion chambers, including a fuel tank connected by two separate lines with nozzles of the main and afterburner combustion chambers, in which the main pump, equipped with a fuel supply regulator block, is installed including a regulator of constancy of fuel supply, a throttle valve and an afterburner equipped with a block of a regulator of fuel supply associated with electro-hydraulic hydraulic According to the invention, the device and connected to the block of the jet nozzle diameter control system, in the discharge line after the main pump to the throttle valve, a primary fuel pressure drop sensor is connected in series, connected to an electro-hydraulic device that switches the control of the afterburner pump from the additional regulator in case of failure of the main pump , and the block of the control system for the diameter of the jet nozzle, which is switched off when the main pump fails, controlled by the signals of this sensor or pressure drop, a switching device, a non-return valve, a hydraulic accumulator, and there is also an additional boost pump regulator, made, for example, similarly to the fuel supply constancy regulator in the fuel supply regulator unit, and connected by pipelines through a switching device with a throttle valve, moreover, the switching device is designed in such a way that provides, when the main pump is in good condition, a separate connection of the discharge lines main and afterburner pumps, respectively, with nozzles of the main and afterburner combustion chambers and shutting off pipelines connecting the throttle valve to the additional afterburner regulator, and if the main pump fails, disconnect the main pump discharge line from the nozzles of the main combustion chamber and connect them to the afterburner pressure line , as well as pipelines connecting the throttle valve with an additional boost pump regulator.
Для уяснения работы дополнительного регулятора следует помнить, что из двух регуляторов работает тот, который отрегулирован на меньшее давление. В форсажной системе подачи высокое давление обычно выше давления в основной системе. To understand the operation of the additional regulator, it should be remembered that of the two regulators, one that is adjusted to a lower pressure works. In an afterburner feed system, high pressure is usually higher than the pressure in the main system.
Использование в качестве аварийного подключаемого к основным форсункам двигателя форсажного насоса с его подключаемым дополнительным регулятором существенно повышает надежность работы газотурбинных двигателей в случаях отказа качающего узла основного насоса и при разрушении его высоконапорных трубопроводов. Введение в систему топливоподачи гидроаккумулятора также способствует такому повышению надежности, т.к. сглаживает пульсации давления топлива, вызываемые как конечным числом плунжеров, так и гидроударами и тем самым способствует устранению динамического нагружения высоконапорных трубопроводов. Кроме того, этим устраняется возможность выключения двигателя из-за нарушения непрерывности топливоподачи за время срабатывания системы переключения. The use of an afterburner pump connected to the main nozzles of the engine with its additional plug-in regulator significantly increases the reliability of gas turbine engines in cases of failure of the pumping unit of the main pump and the destruction of its high-pressure pipelines. The introduction of a hydraulic accumulator in the fuel supply system also contributes to this increase in reliability, as smoothes out pulsations of fuel pressure caused by both a finite number of plungers and water hammer, and thereby helps to eliminate the dynamic loading of high-pressure pipelines. In addition, this eliminates the possibility of engine shutdown due to disruption in fuel supply continuity during the switching system operation.
Изобретение поясняется чертежом, на котором представлена принципиальная схема устройства в виде "системы подачи топлива в газотурбинных двигателях с форсажными камерами сгорания" по предлагаемому способу. На чертеже отдельно вынесено переключающее устройство в аварийном случае, когда топливоподача к форсункам основных камер сгорания обеспечивается от форсажного насоса, регулируемого подключаемым к нему дополнительным регулятором. The invention is illustrated by the drawing, which shows a schematic diagram of a device in the form of a "fuel supply system in gas turbine engines with afterburner combustion chambers" according to the proposed method. The drawing separately shows a switching device in an emergency when the fuel supply to the nozzles of the main combustion chambers is provided by an afterburner pump controlled by an additional regulator connected to it.
Система подачи топлива по заявленному способу состоит из самолетного топливного бака 1 с магистралями 2 подвода топлива к насосам основному 3 и форсажному 4, приводимым во вращение от роторов газотурбинного двигателя 5 через соответствующие рессоры 6, 7 приводов насосов. Основной насос 3, регулируемый блоком 8 регулятора подачи топлива, гидравлически связан магистралями 9 с датчиком 10 отказа основного насоса, переключающим устройством 11, гидроаккумулятором 12 и через управляемый летчиком дроссельный кран 13 с форсунками 14 основных камер сгорания двигателя. Форсажный насос 4, управляемый блоком 15 регулятора подачи топлива и электрогидравлический устройством 16, связан гидравлически магистралями 17 и каналами переключающего устройства 11 с форсунками 18 форсажной камеры сгорания двигателя. Магистралями 19 перепад давления на дроссельном кране 13 при открытых каналах переключающего устройства 11 подводится к дополнительному регулятору 20 форсажного насоса 4. The fuel supply system according to the claimed method consists of an aircraft fuel tank 1 with mains 2 for supplying fuel to the main pumps 3 and afterburner 4, driven into rotation from the rotors of the gas turbine engine 5 through the corresponding springs 6, 7 of the pump drives. The main pump 3, regulated by the fuel supply regulator block 8, is hydraulically connected by highways 9 to the main pump failure sensor 10, the switching device 11, the accumulator 12 and through the pilot-controlled throttle valve 13 with nozzles 14 of the main combustion chambers of the engine. The afterburner pump 4, controlled by the block 15 of the fuel supply regulator and the electro-hydraulic device 16, is connected hydraulically by lines 17 and channels of the switching device 11 to the nozzles 18 of the afterburner of the engine combustion chamber. Highways 19 differential pressure on the throttle valve 13 with the open channels of the switching device 11 is supplied to the additional controller 20 of the afterburner pump 4.
Датчик 10 отказа основного насоса кроме гидравлической связи с переключающим устройством 11 связан также и электрически с лампочкой 21 сигнализации отказа основного насоса, электрогидравлическим управляющим устройством 16 и блоком 22 системы управления диаметром сопла 23 двигателя 5 на его форсажном режиме работы. The main pump failure sensor 10, in addition to hydraulic communication with the switching device 11, is also electrically connected to the main pump failure alarm lamp 21, the electro-hydraulic control device 16, and the nozzle diameter control unit 22 of the engine 5 during its afterburning operation.
В нагнетающей магистрали основного насоса на участке между дроссельным краном 13 и переключающим устройством 11 в магистраль 9 включен обратный клапан 24. In the discharge line of the main pump in the area between the throttle valve 13 and the switching device 11, a check valve 24 is included in the line 9.
Датчик 10 отказа насоса может быть связан с центробежным регулятором основного насоса 3 и выполнен на основе не гидравлически, а механически управляемого концевого выключателя. В этом случае связь датчика 10 будет не гидравлической, как показано на чертеже, а электрической, а само переключающее устройство 11 будет выполнено как электрогидравлический агрегат. The pump failure sensor 10 can be connected to the centrifugal regulator of the main pump 3 and is based on a mechanically controlled limit switch, not hydraulically. In this case, the connection of the sensor 10 will not be hydraulic, as shown in the drawing, but electric, and the switching device 11 itself will be designed as an electro-hydraulic unit.
Устройство в виде системы подачи топлива по заявляемому способу работает следующим образом. Для обеспечения работы двигателя топливо из самолетного топливного бака 1 подводится к основному насосу 3. Его блок 8 регулятора подач топлива совместно с управляемым летчиком дроссельным краном 13, на котором можно изменять площадь проходных сечений, обеспечивают насосу подачу и автоматическое регулирование количества топлива, поступающего через открытый обратный клапан 24 по магистралям к форсункам 14 двигателя 5 на всех задаваемых ему режимах работы. При этом включенное в магистрали 9 переключающее устройство 11 не препятствует такой подаче, так как пропускает топливо от своего левого верхнего штуцера к левому нижнему за счет смещения золотника переключающего устройства 11 вправо до своего упора под действием управляющего давления, подводимого к его левому торцу. Объем гидроаккумулятора в таком режиме зарядится определенным количеством топлива под давлением за счет смещения влево его мембраны из-за сжатия газа, которым предварительно под давлением заряжен гидроаккумулятор. Поскольку при этом магистрали 19 будут перекрыты золотником переключающего устройства 11, то дополнительный регулятор 20 форсажного насоса будет отключен от него и будет работать как и у двигателя Р11Ф-300, правда, с несколько измененными параметрами приемистости двигателя за счет наличия включенного гидроаккумулятора 12. A device in the form of a fuel supply system according to the claimed method works as follows. To ensure engine operation, the fuel from the aircraft fuel tank 1 is supplied to the main pump 3. Its fuel supply control unit 8 together with the pilot-controlled throttle valve 13, on which the cross-sectional area can be changed, provide the pump with a flow and automatic control of the amount of fuel flowing through the open the check valve 24 along the highways to the nozzles 14 of the engine 5 at all specified operating modes. In this case, the switching device 11 included in the line 9 does not interfere with such a flow, as it passes fuel from its upper left to the lower left due to the displacement of the slide valve of the switching device 11 to the right to its stop under the influence of control pressure applied to its left end. The volume of the accumulator in this mode is charged with a certain amount of fuel under pressure due to the displacement of its membrane to the left due to gas compression, which previously accumulated under pressure the accumulator is charged. Since in this case the lines 19 will be blocked by the slide valve of the switching device 11, then the additional controller 20 of the afterburner pump will be disconnected from it and will work like the P11F-300 engine, however, with slightly changed engine throttle response due to the presence of the accumulator 12 turned on.
При включении форсажного режима насос 4 также будет переводиться с режима минимальной производительности на задаваемый ему режим и подавать топливо, подводимое к нему магистралью 2 от топливного бака 1, под давлением по магистралям 17 к форсункам 18 форсажной камеры сгорания. Расход топлива будет определяться режимом, заданным блоку 15 регулятора подачи и электрогидравлическому устройству 16. При этом, чтобы сохранить режим работы двигателя (обороты и температуру газа перед турбиной, таким, каким он был до включения форсажа, нужно сохранить на турбине прежний перепад давления. С этой целью блок 22 системы управления диаметром сопла 23 увеличивает площадь его выходного сечения за счет электрической связи с электрогидравлическим устройством 16 блока 8 регулятора подачи топлива. В этом случае дополнительный регулятор 20 форсажного насоса вмешиваться в работу не будет, поскольку магистрали 19 его связи с дроссельным краном 13 перекрыты золотником переключающего устройства 11. Таким образом, и форсажная система подачи топлива при внесенных нами в нее изменениях работает так же, как у прототипа. When the afterburner mode is turned on, pump 4 will also be switched from the minimum performance mode to the mode set to it and supply fuel supplied to it by line 2 from the fuel tank 1, under pressure along lines 17 to nozzles 18 of the afterburner. The fuel consumption will be determined by the mode set by the block 15 of the flow regulator and electro-hydraulic device 16. At the same time, in order to maintain the engine operating mode (revolutions and gas temperature in front of the turbine, such as it was before the afterburner was switched on, it is necessary to maintain the previous pressure drop on the turbine. for this purpose, the unit 22 of the nozzle diameter control system 23 increases the area of its output section due to electrical connection with the electro-hydraulic device 16 of the fuel supply regulator unit 8. In this case, an additional regulation p afterburner 20 the pump will not interfere with the operation, since its connection line 19 with a throttle slide valve tap 13 closed switching device 11. Thus, the augmentor fuel supply system when it made contact changes works the same as the prototype.
В случае отказа основного насоса давление за ним в магистрали 9 падает, что приводит к:
а) срабатыванию датчика 10 и подаче электрического сигнала на;
зажигание в кабине лампочки 21; отключение через электрогидравлическое устройство 16 блока 15 регулятора подачи топлива форсажного насоса;
отключение блока 22 системы управления диаметром сопла, что обеспечит его перевод на минимальный и неизменяемый диаметр;
б) закрытию обратного клапана 24 и тем самым:
отсечению отказавших магистралей с отказавшим основным насосом;
вытеснительной подаче топлива к форсункам 14 из гидроаккумулятора 12, достаточной для работы двигателя за период срабатывания переключающего устройства 11 и подключения через него форсажного насоса 4;
в) смещению влево (под действием пружины) золотника переключающего устройства 11 и переходу его в вынесенное на чертеже положение, при котором:
отсекается золотником отказавшая аварийная магистраль с неисправными насосом или трубопроводами;
через открываемый обратный клапан 24 производится подача топлива к форсункам от форсажного насоса 4;
управляющий перепад давления с дроссельного крана 13 подводится через магистрали 19 к дополнительному регулятору 20, вступающему в работу по поддержанию постоянного перепада давления на дроссельном кране 13, что обеспечивает управление оборотами двигателя и его тягой только за счет изменения проходных сечений управляемого летчиком дроссельного крана 13. Такой регулятор постоянства подачи топлива на основном насосе НР-21Ф двигателя Р11Ф-300 обеспечивает устойчивую работу двигателя от оборотов малого газа до оборотов начала автоматического регулирования, которое составляет величину порядка 85% от максимальных. А на таких оборотах уже можно лететь, что позволит продолжить полет до ближайшего аэродрома и тем самым ликвидировать возникшую аварийную ситуацию.In case of failure of the main pump, the pressure behind it in line 9 drops, which leads to:
a) the operation of the sensor 10 and the supply of an electrical signal to;
ignition in the cockpit of the bulb 21; shutdown through an electro-hydraulic device 16 of the block 15 of the fuel supply controller of the afterburner pump;
turning off the unit 22 of the nozzle diameter control system, which will ensure its transfer to a minimum and unchanged diameter;
b) closing the check valve 24 and thereby:
cutting off failed mains with a failed main pump;
displacing fuel supply to the nozzles 14 from the accumulator 12, sufficient for the engine to operate for the period of operation of the switching device 11 and connecting the afterburner pump 4 through it;
c) to the left (under the action of the spring) of the spool of the switching device 11 and its transition to the position in the drawing, in which:
a failed emergency line with a faulty pump or pipelines cuts off with a spool;
through the open check valve 24, fuel is supplied to the nozzles from the afterburner pump 4;
the control pressure drop from the throttle valve 13 is fed through the line 19 to an additional regulator 20, which starts to maintain a constant pressure drop on the throttle valve 13, which provides control of the engine speed and thrust only by changing the flow cross sections of the pilot-controlled throttle valve 13. This the fuel supply constancy regulator on the main pump NR-21F of the R11F-300 engine ensures stable operation of the engine from the idle speed to the start speed of the automatic -regulation, which is of the order of 85% of the maximum. And at such speeds you can already fly, which will allow you to continue flying to the nearest airfield and thereby eliminate the emergency situation.
Включение в топливную систему двигателя переключающего устройства, конструкция которого отработана на примерах известных и широко применяемых в авиации золотниковых переключателей, надежно проявивших себя в ходе эксплуатации, не снизит показателей надежности авиадвигателей и не отразится худшим образом на решаемой изобретением задачи. Конечность времени его срабатывания в переходных режимах переключения с одного насоса на другой, которая может привести к нарушению непрерывности подачи топлива в основные камеры сгорания, обусловила необходимость включения в топливоподающую магистраль гидроаккумулятора, обеспечивающего за счет присущей ему вытеснительной подачи топлива питание им форсунок основных камер сгорания в период переключения. The inclusion of a switching device in the fuel system of the engine, the design of which has been tested on the examples of well-known and widely used slide switches in aviation, which have proven their reliability during operation, will not reduce the reliability of aircraft engines and will not affect the problem solved by the invention in a worse way. The finite time of its operation in transition modes of switching from one pump to another, which can lead to a disruption in the fuel supply to the main combustion chambers, necessitated the inclusion of a hydraulic accumulator in the fuel supply line, which, due to its inherent displacement fuel supply, supplies power to the nozzles of the main combustion chambers in switching period.
Оценку его емкости можно произвести, исходя из величины расхода топлива в основные камеры сгорания двигателя на максимальном режиме его работы. Так, например, на прототипе он составляет величину порядка 7000 л/час (1, с. 9) или порядка 2 л/с. При времени переключения 0,1 с. объем топливной камеры гидроаккумулятора должен составлять всего 0,2 л. при 0,5 в 1 л. а при 1 с. (что маловероятно) не более 2 л. An assessment of its capacity can be made based on the value of fuel consumption in the main combustion chambers of the engine at its maximum operating mode. So, for example, on the prototype it is about 7000 l / h (1, p. 9) or about 2 l / s. With a switching time of 0.1 s. the volume of the accumulator fuel chamber should be only 0.2 l. at 0.5 to 1 liter and at 1 sec. (which is unlikely) no more than 2 liters.
Включение гидроаккумулятора в магистраль перед дроссельным краном изменит несколько характеристики приемистости двигателя. Обычно для перевода двигателя на максимальные обороты допускается перевод рычага управления дроссельным краном с упора малого газа до упора максимала за 1,5 2 с. При этом давление топлива в магистрали 9 перед дроссельным краном 13 падает. При включении гидроаккумулятора 12 в эту магистраль за счет вытеснительной подачи топлива из него темп падения давления в этом случае будет менее резким, и увеличенный из-за этого перепад давления на дроссельном кране приведет к большей подаче топлива в камеру сгорания, способствующей улучшению приемистости. Чтобы исключить возможный при этом заброс температуры газов перед турбиной, не исключено, что экспериментальное подтверждение этого факта может вызвать рекомендацию к несколько увеличенному времени перемещения рычага управления дроссельным краном в кабине. The inclusion of a hydraulic accumulator in the line in front of the throttle valve will change several characteristics of engine throttle response. Typically, to translate the engine at maximum speed, it is allowed to shift the throttle control lever from the throttle stop to the maximum stop in 1.5 2 s. In this case, the fuel pressure in the line 9 in front of the throttle valve 13 drops. When the accumulator 12 is turned on to this line due to the displacement fuel supply from it, the rate of pressure drop in this case will be less sharp, and the pressure drop across the throttle valve due to this will lead to a greater supply of fuel to the combustion chamber, which contributes to an improved throttle response. In order to exclude the possible gas temperature overshoot in front of the turbine, it is possible that experimental confirmation of this fact may trigger a recommendation for a slightly longer travel time for the throttle cock control lever in the cab.
Приемистость на сброс оборотов связана с резким перекрытием иглой дроссельного крана 13 его проходных сечений. Это вызывает заброс давления перед дроссельным краном из-за явления гидроудара. При наличии в этой магистрали гидроаккумулятора им будет сглаживаться эта тенденция к росту давления, что, повидимому, на такой приемистости не отразится (без экспериментальной проверки здесь не обойтись). The pick-up for the discharge of revolutions is associated with a sharp overlap by the needle of the throttle valve 13 of its passage sections. This causes a pressure surge in front of the throttle valve due to the phenomenon of water hammer. If there is a hydraulic accumulator in this line, this tendency to pressure increase will be smoothed out, which, apparently, will not affect such a throttle response (experimental testing cannot be done here).
Но кроме приемистости ввод гидроаккумулятора в топливную систему двигателя существенно уменьшит динамическую нагруженность высоконапорных магистралей 9 перед дроссельным краном 13 за счет сглаживания гидроударных пиков давления; пульсаций давления, вызванных конечным числом насосных плунжеров. But in addition to injectivity, the introduction of a hydraulic accumulator into the fuel system of the engine will significantly reduce the dynamic loading of high-pressure lines 9 in front of the throttle valve 13 due to smoothing of hydroshock pressure peaks; pressure pulsations caused by a finite number of pump plungers.
Это также способствует повышению надежности работы двигателя, тем самым делая более качественным решение поставленной задачи. Вводимые при этом новые элементы: датчик отказа насоса, гидроаккумулятор (сравнительно небольших размеров), переключающее устройство, дополнительный регулятор, обратный клапан и связывающие их трубопроводы вызовут некоторое увеличение массы топливной системы, что вполне компенсируется надежностью работы двигателя и связанной с этим безопасностью полетов. It also contributes to increasing the reliability of the engine, thereby making it better to solve the problem. The new elements introduced at the same time: a pump failure sensor, a hydraulic accumulator (of relatively small sizes), a switching device, an additional regulator, a non-return valve and pipelines connecting them will cause a slight increase in the mass of the fuel system, which is fully compensated by the reliability of the engine and the associated flight safety.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU4385948 RU2063532C1 (en) | 1988-03-01 | 1988-03-01 | Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU4385948 RU2063532C1 (en) | 1988-03-01 | 1988-03-01 | Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2063532C1 true RU2063532C1 (en) | 1996-07-10 |
Family
ID=21358676
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU4385948 RU2063532C1 (en) | 1988-03-01 | 1988-03-01 | Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2063532C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2464437C1 (en) * | 2011-02-22 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Control method of jet turbine double-flow engine with afterburner |
| RU2507406C1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Fuel feed system for gas turbine engine with augmenter |
| RU2622683C1 (en) * | 2016-08-12 | 2017-06-19 | Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Gas-turbine engine fuel supply system |
| RU2671082C2 (en) * | 2000-02-03 | 2018-10-29 | Российская Федерация в лице Министерства Обороны Российской Федерации | Centrifugal pump |
-
1988
- 1988-03-01 RU SU4385948 patent/RU2063532C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Авиационный турбореактивный двигатель Р11Ф-300. Техописание.- М.: Оборонгиз, 1962. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2671082C2 (en) * | 2000-02-03 | 2018-10-29 | Российская Федерация в лице Министерства Обороны Российской Федерации | Centrifugal pump |
| RU2464437C1 (en) * | 2011-02-22 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Control method of jet turbine double-flow engine with afterburner |
| RU2507406C1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Fuel feed system for gas turbine engine with augmenter |
| RU2622683C1 (en) * | 2016-08-12 | 2017-06-19 | Открытое акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" | Gas-turbine engine fuel supply system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5209058A (en) | Fuel control system for a gas turbine engine | |
| US6494182B1 (en) | Self-regulating gasoline direct injection system | |
| US6422203B1 (en) | Variable output pump for gasoline direct injection | |
| US7234293B2 (en) | Fuel supply system | |
| US5709079A (en) | Dual metering valve fuel control system for gas turbine engine | |
| US20020038540A1 (en) | Control system | |
| US9470152B2 (en) | Engine fuel control system | |
| US8720482B2 (en) | Fuel system | |
| US20170306856A1 (en) | Engine fuel control system | |
| US5086617A (en) | Gas turbine engine fuel control system, and metering valve | |
| EP3258083B1 (en) | Fuel windmill bypass with shutoff signal for a gas turbine engine and corresponding method | |
| US9068509B2 (en) | Gas turbine engine fuel control thrust control override system | |
| RU2308606C1 (en) | Fuel supply and control system of gas-turbine engine | |
| RU2063532C1 (en) | Method of supply of fuel to afterburning gas-turbine engines and device for its realization | |
| US6666014B2 (en) | Two-level pressurization valve controlled by a fuel metering unit | |
| US4487188A (en) | Fuel system for internal combustion engine | |
| US4708116A (en) | Injection system for a diesel engine with a high pressure injection pump for each cylinder | |
| US9850917B2 (en) | Pump authority switching apparatus for a fluid distribution system | |
| RU2636360C1 (en) | System of fuel feed to combustion chamber of aircraft gas turbine engine | |
| FR2685734A1 (en) | HYDRAULIC FLUID SUPPLY TO THE REGULATION DEVICE OF AN AIRCRAFT ENGINE. | |
| US2919548A (en) | Prime mover with means to control injection of cooling fluid into working medium thereof | |
| RU2619518C1 (en) | Gas turbine engine fuel feed system | |
| RU2790503C1 (en) | Liquid fuel supply system of a gas turbine plant | |
| US20230383736A1 (en) | Dual pump fuel systems | |
| RU2648479C1 (en) | Aircraft gas turbine engine automatic control system |