RU2413856C1

RU2413856C1 - Gas turbine engine fuel feed system

Info

Publication number: RU2413856C1
Application number: RU2009140238/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Израилевич Думов (RU); Виктор Израилевич Думов; Евгений Ювенальевич Марчуков (RU); Евгений Ювенальевич Марчуков; Юрий Николаевич Михайлов (RU); Юрий Николаевич Михайлов; Виктор Петрович Родионов (RU); Виктор Петрович Родионов; Виктор Лазаревич Тучинский (RU); Виктор Лазаревич Тучинский; Владимир Иванович Федюкин (RU); Владимир Иванович Федюкин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Кристалл" (ОАО "ОКБ "Кристалл")
Priority date: 2009-11-02
Filing date: 2009-11-02
Publication date: 2011-03-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed system comprises pump to feed fuel into combustion chamber and pump to feed fuel into engine control units. The latter have their inlets communicated with fuel boost pump and their outlets communicated, via engine ACS fuel feed controller. Pump to feed fuel into combustion chamber is coupled with engine shaft via hydrodynamic torque converter with its inner chamber communicated via jet pump and check valve with the inlet of pump to feed fuel into combustion chamber, and, via switch, with pressure chamber of said pump, as well as via extra jet pump with fuel boost pump inlet. Hydrodynamic converter control element and switch control chamber are connected to engine ACS fuel feed controller.

EFFECT: reduced overheat in fuel feed system elements, hence, their longer life, lower thermal visibility of aircraft.

3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинного двигателя летательного аппарата.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to fuel supply systems for an aircraft gas turbine engine.

Известна система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая насос подачи топлива в камеру сгорания и насос подачи топлива в силовые агрегаты управления, связанные своими входами с насосом подкачки топлива из топливного бака двигателя, а выходами - с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем (Патент РФ №2315884, 2008 г.).A known system of fuel supply of a gas turbine engine, comprising a fuel supply pump to the combustion chamber and a fuel supply pump to the control power units, connected with its inputs to the fuel pump from the fuel tank of the engine, and the outputs with the fuel supply regulator of the automatic engine control system (RF Patent No. 2315884 , 2008).

В известной системе на некоторых режимах полета (например, у земли), требующих большого расхода топлива, обеспечивается параллельное включение вышеназванных насосов, т.е. к форсункам камеры сгорания регулятором подачи топлива, наряду с подводом топлива от основного насоса, предназначенного для подачи топлива в камеру сгорания, производится также подвод топлива высокого давления от выхода насоса подачи топлива в силовые агрегаты. Данное решение позволяет спроектировать основной насос на несколько пониженный расход, а значит снизить его вес и габариты.In the known system, in some flight modes (for example, near the ground) that require high fuel consumption, parallel operation of the above pumps is ensured, i.e. to the nozzles of the combustion chamber by the fuel supply regulator, along with the supply of fuel from the main pump designed to supply fuel to the combustion chamber, high pressure fuel is also supplied from the output of the fuel supply pump to the power units. This solution allows you to design the main pump for a slightly reduced flow rate, which means to reduce its weight and dimensions.

Несмотря на то, что в известном устройстве основной насос спроектирован на сниженный расход топлива, на определенных режимах полета при падении расходов топлива на двигатель возникает подогрев топлива. Кроме того, основной насос в такой системе обслуживает только основную камеру сгорания. Для топливопитания форсажной камеры сгорания система включает в себя еще один насос, который также вызывает дополнительный подогрев топлива, приводящий к повышению массовых характеристик системы топливоподачи и снижению надежности ее работы, увеличивающий при этом тепловую заметность всего летательного аппарата.Despite the fact that in the known device the main pump is designed for reduced fuel consumption, in certain flight modes, when the fuel consumption falls on the engine, fuel heating occurs. In addition, the main pump in such a system serves only the main combustion chamber. For fuel supply of the afterburner, the system includes another pump, which also causes additional heating of the fuel, which leads to an increase in the mass characteristics of the fuel supply system and a decrease in the reliability of its operation, while increasing the thermal visibility of the entire aircraft.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является снижение подогрева топлива в системе топливоподачи газотурбинного двигателя, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и, тем самым, повысить надежность ее работы, а также позволяющее снизить тепловое излучение от элементов системы топливоподачи двигателя, уменьшая тепловую заметность летательного аппарата.The problem to which the claimed invention is directed is to reduce the heating of fuel in the fuel supply system of a gas turbine engine, which allows to increase the resource of structural elements of this system and, thereby, increase the reliability of its operation, as well as to reduce thermal radiation from elements of the fuel supply system of the engine, reducing heat the visibility of the aircraft.

Задача решается тем, что в системе топливопитания газотурбинного двигателя, содержащей насос подачи топлива в камеру сгорания и насос подачи топлива в силовые агрегаты управления двигателя, связанные своими входами с насосом подкачки топлива, а выходами - с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем, насос подачи топлива в камеру сгорания связан с валом двигателя через гидродинамический преобразователь крутящего момента, входной вал которого кинематически связан с валом двигателя, а выходной вал кинематически связан с валом насоса подачи топлива в камеру сгорания, при этом внутренняя полость гидродинамического преобразователя гидравлически связана с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания и через переключающее устройство связана с напорной полостью этого насоса и с входом насоса подкачки топлива, причем регулирующий орган гидродинамического преобразователя и управляющая полость переключающего устройства подключены к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем.The problem is solved in that in the fuel supply system of a gas turbine engine containing a fuel feed pump to the combustion chamber and a fuel feed pump to the engine control power units, connected by their inputs to the fuel booster pump, and the outputs to the fuel feed regulator of the automatic engine control system, feed pump fuel into the combustion chamber is connected to the engine shaft through a hydrodynamic torque converter, the input shaft of which is kinematically connected with the engine shaft, and the output shaft is kinemat It is connected with the shaft of the pump for supplying fuel to the combustion chamber, while the internal cavity of the hydrodynamic converter is hydraulically connected to the input of the pump for supplying fuel to the combustion chamber and is connected through the switching device to the pressure cavity of this pump and to the inlet of the fuel pump, the regulating body of the hydrodynamic converter and the control cavity of the switching device is connected to the fuel supply regulator of the automatic engine control system.

Кроме того, внутренняя полость гидродинамического преобразователя связана с входом насоса подачи топлива в камеру сгорания через струйный насос и обратный клапан, причем эжектирующее сопло струйного насоса гидравлически связано с напорной полостью насоса подачи топлива в камеру сгорания, а камера смешения струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидродинамического преобразователя, при этом внутренняя полость гидродинамического преобразователя связана с входом насоса подкачки топлива через дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло которого гидравлически связано через управляющую полость переключающего устройства с насосом подачи топлива в силовые агрегаты управления, а камера смешения дополнительного струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидродинамического преобразователя.In addition, the internal cavity of the hydrodynamic converter is connected to the inlet of the fuel supply pump to the combustion chamber through the jet pump and check valve, the ejection nozzle of the jet pump is hydraulically connected to the pressure cavity of the fuel supply pump to the combustion chamber, and the mixing chamber of the jet pump is hydraulically connected to the internal cavity hydrodynamic transducer, while the internal cavity of the hydrodynamic transducer is connected to the input of the fuel pump through an additional stream The pump is, ejector nozzle which is hydraulically connected through the switching device control chamber to the fuel supply pump to the power control units, and an additional mixing chamber of the jet pump is hydraulically connected to the inner space of the hydrodynamic converter.

Осуществление связи насоса подачи топлива в камеру сгорания с валом двигателя через гидродинамический преобразователь (далее - гидропреобразователь), входной и выходной вал которого кинематически связаны соответственно с валом двигателя и валом насоса подачи топлива в камеру сгорания, внутренняя полость гидравлически связана с входом и напорной полостью насоса для подачи топлива в камеру сгорания, а регулирующий орган связан с регулятором подачи топлива системы автоматического управления двигателем, обеспечивает на каждом требуемом режиме работы двигателя подачу топлива на вход насоса подачи топлива в камеру сгорания с оптимальным давлением при минимальных затратах мощности для привода этого насоса, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе. Кроме того, такое конструктивное исполнение позволяет использовать единый насос для питания как основной, так и форсажной камеры сгорания.The communication of the fuel pump to the combustion chamber with the engine shaft through a hydrodynamic converter (hereinafter referred to as the hydraulic converter), the input and output shaft of which is kinematically connected respectively to the engine shaft and the shaft of the fuel pump to the combustion chamber, the internal cavity is hydraulically connected to the inlet and pressure chamber of the pump for supplying fuel to the combustion chamber, and the regulatory body is connected to the fuel supply regulator of the automatic engine control system, provides for each required during engine operation, the fuel is fed to the input of the fuel feed pump into the combustion chamber with the optimal pressure at the minimum power consumption for driving this pump, which ensures a reduction in fuel heating in the system. In addition, this design allows you to use a single pump to power both the main and afterburner combustion chamber.

Связь внутренней полости гидропреобразователя с напорной полостью насоса подачи топлива в камеру сгорания через переключающее устройство, а также связь внутренней полости гидропреобразователя через это же переключающее устройство с входом насоса подкачки топлива и подключение при этом управляющей полости переключающего устройства к регулятору подачи топлива системы автоматического управления двигателем позволяет при малых расходах топлива по команде системы автоматического управления отключить в полете основной насос для подачи топлива в камеру сгорания, и переключить работу двигателя от насоса, предназначенного для питания топливом силовых агрегатов, что предотвратит перегрев топлива на режимах полета с малыми расходами топлива на двигатель.The connection of the internal cavity of the hydraulic converter with the pressure cavity of the fuel supply pump to the combustion chamber through the switching device, as well as the connection of the internal cavity of the hydraulic converter through the same switching device with the input of the fuel pump and connecting the control cavity of the switching device to the fuel supply regulator of the automatic engine control system at low fuel consumption, at the command of the automatic control system, turn off the main pump in flight fuel into the combustion chamber, and to switch the engine from a pump intended to supply fuel powertrain, which prevents overheating of the fuel on the flight modes with low fuel consumption by the engine.

Связывание входа насоса подачи топлива в камеру сгорания с рабочей полостью гидропреобразователя через обратный клапан и струйный насос, эжектирующее сопло которого связано с гидравлической магистралью, связывающей напорную полость насоса подачи топлива в камеру сгорания с внутренней полостью гидропреобразователя, а камера смешения гидравлически связана с внутренней полостью гидропреобразователя, позволяет при включенном основном насосе сбрасывать топливо из внутренней полости гидропреобразователя на вход основного насоса, а при выключении этого насоса, напротив, не допустить сброса топлива на его вход.Linking the inlet of the fuel supply pump to the combustion chamber with the working cavity of the hydraulic converter through a non-return valve and a jet pump, the ejection nozzle of which is connected to the hydraulic line connecting the pressure cavity of the fuel supply pump into the combustion chamber with the internal cavity of the hydraulic converter, and the mixing chamber is hydraulically connected to the internal cavity of the hydraulic converter , when the main pump is turned on, it is possible to dump fuel from the internal cavity of the hydraulic converter to the input of the main pump, and when turning off this pump, on the contrary, does not allow the discharge of fuel to its input.

Связывание внутренней полости гидропреобразователя с входом насоса подкачки топлива через дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло которого гидравлически связано с управляющей полостью переключающего устройства, а камера смешения дополнительного струйного насоса гидравлически связана с внутренней полостью гидропреобразователя, позволяет произвести эффективный сброс давления из внутренней полости гидропреобразователя и создать в ней разряжение, в результате чего гидравлические потери при вращении рабочего колеса гидропреобразователя и крутящий момент на его выходном валу уменьшаются практически до нуля, что в сочетании с прекращением доступа топлива во внутреннюю полость гидропреобразователя приводит к отключению основного насоса и его остановке.Linking the internal cavity of the hydraulic converter with the inlet of the fuel pump through an additional jet pump, the ejection nozzle of which is hydraulically connected to the control cavity of the switching device, and the mixing chamber of the additional jet pump is hydraulically connected with the internal cavity of the hydraulic converter, allows for efficient pressure relief from the internal cavity of the hydraulic converter and her discharge, resulting in hydraulic losses during the rotation of the impeller hydro the converter and the torque on its output shaft are reduced to almost zero, which in combination with the cessation of fuel access to the internal cavity of the hydraulic converter leads to shutdown of the main pump and its stop.

На фиг.1 представлена общая схема системы топливоподачи двигателя, на фиг.2 - представлена схема включенного основного насоса подачи топлива при штатной работе двигателя, на фиг.3 представлена схема отключенного основного насоса подачи топлива при штатной работе двигателя.Figure 1 presents a General diagram of the fuel supply system of the engine, Figure 2 - shows a diagram of the main fuel pump turned on during normal engine operation, Figure 3 shows a diagram of a disconnected main fuel pump during standard engine operation.

Система топливопитания газотурбинного двигателя содержит установленный на летательном аппарате расходный бак системы подкачки топлива, соединенный с двигательным центробежным насосом (ДЦН) 1 подкачки топлива, механически связанным через коробку приводов 2 с ротором турбореактивного двигателя 3. Выход из насоса 1 подкачки топлива гидравлически связан посредством трубопровода через фильтр 4 очистки топлива с входами плунжерного насоса 5 высокого давления для питания топливом силовых агрегатов управления (гидроцилиндров управления створками выходного сопла, направляющих аппаратов компрессора) и насоса 6 подачи топлива в камеру сгорания, выполненного центробежным. Центробежный насос 6 установлен на валу 7 турбины 8 гидропреобразователя 9 крутящего момента, насосное колесо 10 которого через коробку приводов 2 механически связано с ротором турбореактивного двигателя 3. Во внутренней полости 11 гидропреобразователя 9 установлены поворотные лопатки 12, которые объединены регулирующим органом гидропреобразователя 9 - силовым поршнем 13, подключенным линиями связи к регулятору подачи топлива на форсунки основной и форсажной камер сгорания системы автоматического управления двигателем (САУ) 14. Выход 15 из центробежного насоса 6 соединен с форсунками основной и форсажной камер сгорания двигателя (на чертежах не показаны).The fuel supply system of a gas turbine engine comprises a fuel pump system consumable tank mounted on an aircraft, connected to a motor fuel pump centrifugal pump (DC) 1 mechanically connected through a gearbox 2 to a turbojet engine rotor 3. The output from the fuel pump 1 is hydraulically connected through a pipeline through fuel purification filter 4 with inlets of a high-pressure plunger pump 5 for supplying fuel to control power units (control hydraulic cylinders fram the output nozzle, guide vanes of the compressor) and the pump 6 for supplying fuel to the combustion chamber made by centrifugal. A centrifugal pump 6 is mounted on the shaft 7 of the turbine 8 of the torque converter 9, the pump wheel 10 of which through the gearbox 2 is mechanically connected to the rotor of the turbojet engine 3. In the inner cavity 11 of the converter 9 are installed rotary blades 12, which are connected by the regulating body of the converter 9 - a power piston 13, connected by communication lines to the fuel supply regulator to the nozzles of the main and afterburner combustion chambers of the automatic engine control system (ACS) 14. Output 15 from the price robezhnogo pump 6 is connected with the main injectors and the combustion chambers of the engine augmentor (not shown).

Внутренняя полость 11 гидропреобразователя 9 через переключающее устройство 16, например золотникового типа, соединена посредством гидравлической магистрали 17 с входом 18 центробежного насоса 6, а также связана с напорной полостью 19 насоса 6. Рабочая полость 20 переключающего устройства 16 соединена своим входом с регулятором подачи топлива САУ 14, а своим выходом - с эжектирующим соплом 21 струйного насоса, камера смешения 22 которого связана с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9. Выход из струйного насоса имеет гидравлическую связь с входом ДЦН 1.The internal cavity 11 of the hydraulic Converter 9 through a switching device 16, such as spool type, is connected via a hydraulic line 17 to the input 18 of the centrifugal pump 6, and is also connected to the pressure cavity 19 of the pump 6. The working cavity 20 of the switching device 16 is connected by its input to the ACS fuel supply regulator 14, and its output - with the ejection nozzle 21 of the jet pump, the mixing chamber 22 of which is connected with the internal cavity 11 of the hydraulic converter 9. The output from the jet pump has a hydraulic connection with in the course of DTsN 1.

Вход 18 центробежного насоса 6 связан с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9 через последовательно расположенные обратный клапан 23 и дополнительный струйный насос, эжектирующее сопло 24 которого связано с магистралью 25, соединяющей напорную полость 19 центробежного насоса 6 с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9, а камера смешения 26 гидравлически связана с внутренней полостью 11 гидропреобразователя 9.The inlet 18 of the centrifugal pump 6 is connected to the internal cavity 11 of the hydraulic converter 9 through a sequentially located non-return valve 23 and an additional jet pump, the ejection nozzle 24 of which is connected to the line 25 connecting the pressure cavity 19 of the centrifugal pump 6 with the internal cavity 11 of the hydraulic converter 9, and the mixing chamber 26 hydraulically connected to the inner cavity 11 of the hydraulic Converter 9.

Выход плунжерного насоса 5 высокого давления связан с органами управления двигателем (не показаны) через регулятор подачи топлива САУ 14.The output of the high pressure plunger pump 5 is connected to engine controls (not shown) through the ACS fuel regulator 14.

Работа устройства осуществляется следующим образом.The operation of the device is as follows.

От ротора двигателя через коробку приводов 2 приводится во вращение насосное колесо 10 гидропреобразователя 9, в котором крутящий момент, подводимый от ротора, преобразуется в кинетическую и потенциальную энергию потока топлива, заполняющего внутреннюю полость 11. Топливо за насосным колесом 10 поступает на лопатки турбины 8 гидропреобразователя 9, где энергия потока топлива преобразуется в механическую работу - крутящий момент на валу 7 турбины 8, приводя во вращение установленное на этом валу центробежное колесо насоса 6, которое подает под давлением топливо на вход в регуляторы подачи топлива на форсунки основной и форсажных камер сгорания САУ 14.From the rotor of the engine, through the gearbox 2, the pump wheel 10 of the hydraulic converter 9 is rotated, in which the torque supplied from the rotor is converted into the kinetic and potential energy of the fuel flow filling the internal cavity 11. The fuel behind the pump wheel 10 is supplied to the blades of the turbine 8 of the hydraulic converter 9, where the energy of the fuel flow is converted into mechanical work - the torque on the shaft 7 of the turbine 8, driving the centrifugal wheel of the pump 6 installed on this shaft, which feeds under fuel pressure at the entrance to the fuel supply regulators for the nozzles of the main and afterburners of the SAU 14 combustion chamber.

При изменении режимов работы двигателя по линиям связи регулятор подачи топлива одновременно производит управление регулирующим органом 13, который обеспечивает поворот лопаток 12 гидропреобразователя 9 в определенное положение, в результате чего мощность и крутящий момент турбины 8 гидропреобразователя 9 изменяется. Это влечет к изменению частоты вращения центробежного колеса насоса 6, что одновременно с изменением расхода топлива на форсунки камеры сгорания изменяет давление, создаваемое центробежным насосом 6. При полностью открытых лопатках 12 насос 6 дает максимальное давление и обеспечивает наибольшие темпы выработки топлива из баков летательного аппарата.When changing the engine operating modes via communication lines, the fuel supply regulator simultaneously controls the regulatory body 13, which ensures that the blades 12 of the hydraulic converter 9 rotate to a certain position, as a result of which the power and torque of the turbine 8 of the hydraulic converter 9 changes. This leads to a change in the rotational speed of the centrifugal wheel of the pump 6, which, simultaneously with a change in the fuel consumption to the nozzles of the combustion chamber, changes the pressure created by the centrifugal pump 6. With the blades 12 fully open, the pump 6 gives maximum pressure and ensures the highest rate of fuel production from the aircraft tanks.

Транспортирование топлива, нагреваемого гидравлическими потерями энергии гидропреобразователя за счет работы насосного колеса 10, ведется на вход 18 в центробежное колесо насоса 6 и далее с его выхода направляется регуляторами САУ 14 на форсунки камеры сгорания.Transportation of fuel heated by hydraulic energy losses of the hydraulic converter due to the operation of the pump wheel 10 is carried out at the entrance 18 to the centrifugal wheel of the pump 6 and then from its output is sent by the controllers of the control system 14 to the nozzles of the combustion chamber.

На режимах работы двигателя, не требующих больших расходов топлива, САУ 14 дает команду на переключение питания форсунок основной камеры сгорания от плунжерного насоса 5 высокого давления. В рабочую полость 20 переключателя 16 от плунжерного насоса 5 подается топливо под высоким давлением, перемещающим поршень 27 в положение, при котором перекрывается сброс топлива с напорной полости 19 центробежного насоса 6 на вход 28 гидропреобразователя 9 и открывается магистраль 29 слива топлива из внутренней полости 11 гидропреобразователя на вход ДЦН 1. Высокое давление, подаваемое в рабочую полость 20 переключателя 16 стравливается по сливной магистрали на вход ДЦН 1, и по пути, попадая в сопло 21 струйного насоса, благодаря эжекции, увлекает за собой топливо, сливаемое из полости 11. Тем самым в полости 11 гидропреобразователя 9 создается разряжение. Топливо перестает поступать на вход 18 центробежного колеса насоса 6 и, за счет падения крутящего момента фактически до нуля, центробежное колесо насоса 6 останавливается. При этом насосное колесо 10 гидропреобразователя 9 продолжает свое вращение.At engine operating modes that do not require large fuel consumption, self-propelled guns 14 gives the command to switch the power of the nozzles of the main combustion chamber from the plunger pump 5 high pressure. High pressure fuel is supplied to the working cavity 20 of the switch 16 from the plunger pump 5, which moves the piston 27 to the position at which the fuel discharge from the pressure cavity 19 of the centrifugal pump 6 is blocked to the inlet 28 of the hydraulic converter 9 and the highway 29 for draining the fuel from the internal cavity 11 of the hydraulic converter to the inlet of the ДЦН 1. High pressure supplied to the working cavity 20 of the switch 16 is vented along the drain line to the inlet of the ДЦН 1, and along the way, getting into the nozzle 21 of the jet pump, due to ejection, carries away a fuel drained from the cavity 11. Thus, a vacuum is created in the cavity 11 of the hydraulic Converter 9. The fuel ceases to enter the input 18 of the centrifugal wheel of the pump 6 and, due to a drop in torque to virtually zero, the centrifugal wheel of the pump 6 stops. While the pump wheel 10 of the hydraulic Converter 9 continues its rotation.

Таким образом, изобретение позволяет во время полета летательного аппарата на режимах работы его двигателя с малыми расходами топлива, отключить основной центробежный насос подачи топлива в камеру сгорания, осуществляя питание форсунок основной камеры сгорания за счет подачи топлива от плунжерного насоса питания силовых агрегатов, что позволяет снизить подогрев топлива в системе топливоподачи газотурбинного двигателя.Thus, the invention allows during the flight of an aircraft operating at low engine fuel consumption, to turn off the main centrifugal pump for supplying fuel to the combustion chamber by supplying nozzles to the main combustion chamber by supplying fuel from the plunger pump for power units, which reduces fuel heating in the fuel supply system of a gas turbine engine.

Claims

1. The fuel supply system of a gas turbine engine, comprising a pump for supplying fuel to the combustion chamber and a pump for supplying fuel to the engine control power units, connected by their inputs to the fuel pump and the outputs to a fuel regulator of the automatic engine control system, characterized in that the feed pump fuel into the combustion chamber is connected to the engine shaft through a hydrodynamic torque converter, the input shaft of which is kinematically connected to the engine shaft, and its output shaft is kinematic it is connected with the shaft of the pump for supplying fuel to the combustion chamber, while the internal cavity of the hydrodynamic converter is hydraulically connected to the input of the pump for supplying fuel to the combustion chamber and is connected through the switching device to the pressure cavity of this pump, as well as to the input of the fuel pump, and the regulating body is hydrodynamic the converter and the control cavity of the switching device are connected to the fuel supply regulator of the automatic engine control system.

2. The fuel supply system according to claim 1, characterized in that the internal cavity of the hydrodynamic converter is connected to the inlet of the fuel supply pump to the combustion chamber through the jet pump and check valve, while the ejection nozzle of the jet pump is hydraulically connected to the pressure cavity of the fuel supply pump to the combustion chamber and the mixing chamber of the jet pump is hydraulically connected to the internal cavity of the hydrodynamic converter.

3. The fuel supply system according to claim 1 or 2, characterized in that the internal cavity of the hydrodynamic converter is connected to the inlet of the fuel pump through an additional jet pump, the ejection nozzle of which is hydraulically connected through the control cavity of the switching device to the fuel supply pump to the control power units, and the mixing chamber of the additional jet pump is hydraulically connected to the internal cavity of the hydrodynamic transducer.