RU2443884C2 - Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством - Google Patents

Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2443884C2
RU2443884C2 RU2008149774/06A RU2008149774A RU2443884C2 RU 2443884 C2 RU2443884 C2 RU 2443884C2 RU 2008149774/06 A RU2008149774/06 A RU 2008149774/06A RU 2008149774 A RU2008149774 A RU 2008149774A RU 2443884 C2 RU2443884 C2 RU 2443884C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
unit
control unit
gas turbine
power plant
power
Prior art date
Application number
RU2008149774/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008149774A (ru
Inventor
Петер ВИТТМАНН (DE)
Петер ВИТТМАНН
Original Assignee
Мту Аэро Энджинз Гмбх
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 Мту Аэро Энджинз Гмбх filed Critical Мту Аэро Энджинз Гмбх
Publication of RU2008149774A publication Critical patent/RU2008149774A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2443884C2 publication Critical patent/RU2443884C2/ru

Links

Images

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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • 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
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • 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
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к силовой установке газовой турбины с устройством подачи топлива и устройством управления. В соответствии с изобретением по меньшей мере части устройства управления, прежде всего блока управления силовой установки, интегрированы в устройство подачи топлива. Предпочтительно газовая турбина имеет электроприводной насосный агрегат, блок регулирования двигателя и блока управления силовой установки, выполненные в виде типовых элементов замены. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к авиационной газотурбинной силовой установке, согласно независимому пункту формулы изобретения.
Известные из практики авиационные газотурбинные силовые установки имеют топливоподающее устройство для того, чтобы обеспечивать камеру сгорания авиационной газотурбинной силовой установки топливом, а также центральное устройство управления силовой установкой, с помощью которой можно регулировать работу или управлять работой газотурбинной силовой установки.
К центральному устройству управления силовой установкой подключено большое количество датчиков и исполнительных элементов управления, в силу чего возникают большие затраты по прокладке кабелей между центральным устройством управления силовой установкой и распределенными по авиационной газотурбинной силовой установке датчиками и исполнительными элементами управления
Топливоподающее устройство известных из практики силовых установок газовых турбин имеет, например, два насоса, при этом насосы механически приводятся в действие от редуктора газотурбинной силовой установки. При этом подаваемое каждым насосом количество топлива пропорционально числу оборотов газотурбинной силовой установки, что в определенных рабочих состояниях может приводить к большому рециркуляционному потоку топлива.
Из публикации WO 94/20739 А известна авиационная газотурбинная силовая установка с интегрированной системой управления силовой установкой. Последняя образует так называемый типовой элемент замены (ТЭЗ) и при этом состоит из нескольких отдельных ТЭЗ, которые в качестве подсистем выполняют отдельные функции. При этом один элемент замены содержит топливоподающее устройство с электроприводным насосным агрегатом и избыточным блоком регулирования двигателя, а также интегральным блоком управления силовой установки. Известная система управления силовой установкой выполнена избыточной (с резервированием) и содержит как контролирующие, так и регулирующие вычислительные блоки. Как показано на фиг.7 публикации WO 94/20739 А, известно также дублирование блоков регулирования двигателя. При выходе из строя одного регулятора второй способен выдавать на электродвигатель требуемую мощность в полном объеме.
Исходя из этого в основу настоящего изобретения положена задача создания газовой турбины нового типа, прежде всего авиационной газотурбинной силовой установки нового типа, с особенно отказобезопасным топливоподающим устройством.
Эта проблема решается за счет газовой турбины согласно независимому пункту формулы изобретения. Согласно изобретению по меньшей мере один блок регулирования двигателя включает в себя несколько работающих параллельно регуляторов, которые на основании по меньшей мере одного переданного блоком управления силовой установки сигнала управления управляют работой или регулируют работу электроприводного насосного агрегата, при этом каждый регулятор поставляет часть мощности двигателя таким образом, что при выходе из строя одного регулятора в распоряжении еще имеется полная мощность.
Предпочтительно, электроприводной насосный агрегат, блок регулирования двигателя и блок управления силовой установки выполнены в виде соединяемых посредством штекерного соединения в интегральный конструктивный элемент типовых элементов замены, выполненных с возможностью замены при смонтированной газовой турбине.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения приводятся в зависимых пунктах формулы и в последующем описании. Примеры осуществления изобретения, не ограничиваясь последними, подробнее поясняются на основании чертежа. При этом на чертеже показано схематическое представление топливоподающего устройства газовой турбины согласно изобретению.
Представленное здесь изобретение относится к газовой турбине, предпочтительно авиационной газотурбинной силовой установке. Газовая турбина имеет по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину. В камеру сгорания посредством топливоподающего устройства может подаваться сжигаемое топливо. Работа газовой турбины может регулироваться или же управляться посредством устройства регулирования, которое в силовых установках газовых турбин называют устройством управления силовой установкой.
Согласно представленному здесь изобретению для создания децентрализованной системы регулирования предлагается интегрировать части устройства управления в топливоподающее устройство. Подробно это описывается на примере предпочтительного варианта осуществления на чертеже 1.
Так, чертеж показывает схематическое представление топливоподающего устройства газотурбинной силовой установки. Представленное на чертеже топливоподающее устройство 10 имеет электроприводной насосный агрегат 11 с по меньшей мере одним насосом 12, при этом насос 12 приводится в действие или работает от электродвигателя 13. Кроме того, согласно чертежу электроприводной насосный агрегат 11 имеет датчик 14 и главный клапан 15, при этом с помощью датчика 14 на насосе 12 может регистрироваться измеряемая величина, и при этом с помощью главного клапана 15 может блокироваться или же включаться подача топлива в камеру сгорания авиационной газотурбинной силовой установки. Для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного электродвигателя 13 электроприводного насосного агрегата 11 служит соответственно один блок 16 регулирования двигателя, который интегрирован в топливоподающее устройство 10. Блок 16 регулирования двигателя имеет несколько параллельно работающих регуляторов 17, при этом каждому регулятору 17 поставлен в соответствие отдельный блок 18 силовых электронных устройств. В представленном примере осуществления каждый, поставленный в соответствие регулятору 17 блок 18 силовых электронных устройств предоставляет 20% максимальной мощности для топливоподающего устройства, в силу чего при выходе из строя одного блока силовых электронных устройств все еще имеется 100% мощности и обеспечивается тем самым надежность. Затем, если из строя выходят два регулятора 17 с назначенными блоками 18 силовых электронных устройств, мощность ограничивается 80% максимальной мощности. Наряду с электроприводным 11 насосным агрегатом и блоком 16 регулирования двигателя в топливоподающее устройство 10 согласно чертежу интегрирован блок 19 управления силовой установкой. Блок 19 управления силовой установкой представляет собой либо полное устройство управления силовой установкой, либо его части.
Согласно представленному на чертеже примеру осуществления изобретения интегрированный в топливоподающее устройство 10 блок 19 управления силовой установки включает в себя два, работающих избыточно (с резервированием) регулятора 20. Регуляторы 20 блока 19 управления силовой установки управляют работой или регулируют работу блока 16 регулирования двигателя и, дублируя друг друга, обеспечивают все функции безопасности для топливоподающего устройства. Каждый регулятор 20 выполнен по меньшей мере из двух вычислительных блоков, при этом один вычислительный блок выполняет регулирование, а другой - контроль. Если при этом будет определена неправильная работа, то происходит переключение на резервный регулятор 20.
Согласно чертежу на оба регулятора 20 блока 19 управления силовой установки с датчика 14 подают сигналы измерений. Также на регуляторы 20 блока 19 управления силовой установки подают выходные сигналы блока 18 силовых электронных устройств блока 16 регулирования двигателя.
Электроприводной насосный агрегат 11, по меньшей мере один блок 16 регулирования двигателя и блок 19 управления силовой установкой предпочтительно выполнены в виде соединяемых посредством штекерного соединения модулей, которые могут соединяться посредством штекерных разъемов в интегральное топливоподающее устройство 10. Таким образом снижается до абсолютного минимума необходимые затраты по прокладке кабелей. Электроприводной насосный агрегат 11, блок 16 регулирования двигателя и блок 19 управления силовой установкой топливоподающего устройства выполнены в виде т.н. типовых элементов замены (ТЭЗ), которые могут по отдельности заменяться для выполнения ремонтных работ при смонтированной газовой турбине или при смонтированной авиационной газотурбинной силовой установке.
Блок 16 регулирования двигателя топливоподающего устройства 10 предпочтительно охлаждается топливом. Охлаждение блока 19 управления силовой установки осуществляется посредством блока 16 регулирования двигателя (за счет теплопроводности).
Как уже упоминалось, блок 19 управления силовой установки может представлять собой либо полный регулятор силовой установки, либо его части. В том случае, если блок 19 управления силовой установки включает в себя только части регулятора силовой установки, другие части устройства управления силовой установкой расположены с распределением по авиационной газотурбинной силовой установке, например, один или несколько блоков обработки сигналов и один или несколько интеллектуальных исполнительных элементов управления, например, для электрического регулирования угла поворота направляющих лопаток газотурбинной силовой установки. Распределенные части устройства управления силовой установки в этом случае могут быть соединены посредством по меньшей мере одной шины передачи данных.

Claims (5)

1. Газовая турбина, прежде всего авиационная газотурбинная силовая установка, с топливоподающим устройством (10) и устройством управления силовой установкой, причем по меньшей мере части устройства управления силовой установкой интегрированы в топливоподающее устройство (10), топливоподающее устройство (10) имеет по меньшей мере один насос (12) и по меньшей мере один приводящий в действие насос(-ы) (12) электродвигатель (13), при этом по меньшей мере один насос (12) и по меньшей мере один электродвигатель (13) образуют электроприводной насосный агрегат (11), топливоподающее устройство (10) в дополнение к электроприводному насосному агрегату (11) имеет по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного электродвигателя (13) электроприводного насосного агрегата (11), а интегрированные в топливоподающее устройство (10) части устройства управления силовой установкой образуют блок (19) управления силовой установки для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя, отличающаяся тем, что по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя включает в себя несколько работающих параллельно регуляторов (17), которые на основании по меньшей мере одного переданного блоком (19) управления силовой установки сигнала управления управляют работой или регулируют работу электроприводного насосного агрегата (11), при этом каждый регулятор (17) поставляет часть мощности двигателя таким образом, что при выходе из строя одного регулятора (17) в распоряжении еще имеется полная мощность.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что электроприводной насосный агрегат (11), по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя и блок (19) управления силовой установки выполнены в виде модулей, соединяемых посредством штекерного соединения в интегральный конструктивный элемент.
3. Газовая турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что электроприводной насосный агрегат (11), по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя и блок (19) управления силовой установки выполнены в виде типовых элементов замены, выполненных с возможностью замены при смонтированной газовой турбине.
4. Газовая турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что блок (19) управления силовой установки включает в себя несколько работающих избыточно регуляторов (20), каждый из которых имеет вычислительный блок для регулирования и вычислительный блок для контроля, при этом регуляторы (20) на основании по меньшей мере одного показателя по меньшей мере одного интегрированного в электроприводной насосный агрегат (11) датчика (14) управляют работой или регулируют работу по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя.
5. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что блок (19) управления силовой установки включает в себя несколько работающих избыточно регуляторов (20), каждый из которых имеет вычислительный блок для регулирования и вычислительный блок для контроля, при этом регуляторы (20) на основании по меньшей мере одного показателя по меньшей мере одного интегрированного в электроприводной насосный агрегат (11) датчика (14) управляют работой или регулируют работу по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя.
RU2008149774/06A 2006-05-18 2007-05-09 Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством RU2443884C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006023237A DE102006023237A1 (de) 2006-05-18 2006-05-18 Gasturbine
DE102006023237.2 2006-05-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008149774A RU2008149774A (ru) 2010-06-27
RU2443884C2 true RU2443884C2 (ru) 2012-02-27

Family

ID=38442007

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008149774/06A RU2443884C2 (ru) 2006-05-18 2007-05-09 Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8881529B2 (ru)
EP (1) EP2021602B1 (ru)
JP (1) JP5132674B2 (ru)
CN (1) CN101438039B (ru)
CA (1) CA2649330A1 (ru)
DE (2) DE102006023237A1 (ru)
RU (1) RU2443884C2 (ru)
WO (1) WO2007134568A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120095662A1 (en) * 2010-10-14 2012-04-19 Hamilton Sundstrand Corporation Electronic engine control software reconfiguration for distributed eec operation
US20120095663A1 (en) * 2010-10-14 2012-04-19 Hamilton Sundstrand Corporation Fmu mounted eec for small aircraft engine applications
GB201102772D0 (en) 2011-02-17 2011-03-30 Rolls Royce Goodrich Engine Control Systems Ltd Pumping arrangement
FR2983248B1 (fr) * 2011-11-29 2015-04-03 Turbomeca Turbomachine comportant une pompe d'alimentation en carburant a activation electrique et procede d'alimentation en carburant d'une turbomachine
US9388744B2 (en) * 2012-03-30 2016-07-12 General Electric Company Distributed gas turbine engine control system with remote interface units
US9261027B2 (en) * 2014-07-16 2016-02-16 The Boeing Company Fuel cutoff testing system
CN104763534B (zh) * 2015-02-06 2017-02-22 中国人民解放军空军工程大学 一种模块化组合式电动燃油供应与控制系统
US10184436B2 (en) 2015-07-17 2019-01-22 Caterpillar Inc. Fluid injector supply system and method for operating same
CN107203128B (zh) * 2017-06-27 2020-05-19 南京航空航天大学 基于arm与cpld的双处理器余度的电子燃油调节器
CN111734530B (zh) * 2020-06-19 2021-04-06 上海尚实能源科技有限公司 多余度的电气燃油系统及控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3595467A (en) * 1968-01-23 1971-07-27 Luigi Goglio Flexible sealed container provided with a one-way safety valve
RU2166657C1 (ru) * 1999-11-18 2001-05-10 Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" Устройство для регулирования подачи газообразного топлива стационарных газотурбинных установок
RU2194181C1 (ru) * 2001-06-25 2002-12-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливоподачи и регулирования газотурбинного двигателя
RU2249119C2 (ru) * 2003-04-09 2005-03-27 Открытое акционерное общество "Техприбор" Способ контроля авиадвигателя
RU2004129887A (ru) * 2004-10-13 2006-03-27 Открытое акционерное общество "СТАР" (RU) Устройство для управления газотурбинным двигателем

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3596467A (en) * 1969-10-31 1971-08-03 Avco Corp Integrated fuel control system for a gas turbine engine
US4124878A (en) * 1977-05-31 1978-11-07 Itek Corporation Inexpensive device for mounting circuit boards to a mother board
US4212443A (en) * 1978-05-18 1980-07-15 Sperry Corporation Strapped down attitude and heading reference system for aircraft employing skewed axis two-degree-of-freedom rate gyros
US4248040A (en) * 1979-06-04 1981-02-03 General Electric Company Integrated control system for a gas turbine engine
US4408961A (en) * 1982-02-16 1983-10-11 Chandler Evans, Inc. Jet pump with integral pressure regulator
US4785403A (en) * 1986-05-02 1988-11-15 United Technologies Corporation Distributed flight condition data validation system and method
US4877972A (en) * 1988-06-21 1989-10-31 The Boeing Company Fault tolerant modular power supply system
US5150568A (en) * 1990-03-23 1992-09-29 Sundstrand Corporation Control and protection system for turbine engines contained within a protective housing
US5339636A (en) * 1992-12-04 1994-08-23 United Technologies Corporation Fuel splitter valve assembly for gas turbine
WO1994020739A2 (en) * 1993-03-03 1994-09-15 Ketema Aerospace & Electronics Division Integrated engine control system for a gas turbine engine
US5627758A (en) * 1994-06-10 1997-05-06 Northrop Grumman Corporation Vector control board for an electric vehicle propulsion system motor controller
US5670856A (en) * 1994-11-07 1997-09-23 Alliedsignal Inc. Fault tolerant controller arrangement for electric motor driven apparatus
DE59710054D1 (de) * 1997-11-10 2003-06-12 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zur Überwachung des Versorgungssystems einer Gasturbine mit Mehrbrennersystem sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US6845306B2 (en) * 2000-11-09 2005-01-18 Honeywell International Inc. System and method for performance monitoring of operational equipment used with machines
JP4056232B2 (ja) * 2001-08-23 2008-03-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン制御装置、ガスタービンシステム及びガスタービン遠隔監視システム
JP2003065080A (ja) * 2001-08-28 2003-03-05 Honda Motor Co Ltd ガスタービン・エンジンの制御装置
US6996970B2 (en) * 2003-09-30 2006-02-14 Honeywell International Inc. High accuracy fuel metering system for turbine engines
JP2005155590A (ja) * 2003-10-30 2005-06-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン制御装置、ガスタービンシステム、ガスタービンの制御方法
US7726951B2 (en) * 2004-06-18 2010-06-01 Jansen's Aircraft Systems Controls, Inc. Fuel control module
US7540141B2 (en) * 2005-12-13 2009-06-02 Hamilton Sundstrand Corporation Smart fuel control system
US8256222B2 (en) * 2008-02-11 2012-09-04 Honeywell International Inc. Direct metering fuel control with integral electrical metering pump and actuator servo pump

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3595467A (en) * 1968-01-23 1971-07-27 Luigi Goglio Flexible sealed container provided with a one-way safety valve
RU2166657C1 (ru) * 1999-11-18 2001-05-10 Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" Устройство для регулирования подачи газообразного топлива стационарных газотурбинных установок
RU2194181C1 (ru) * 2001-06-25 2002-12-10 ОАО "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Система топливоподачи и регулирования газотурбинного двигателя
RU2249119C2 (ru) * 2003-04-09 2005-03-27 Открытое акционерное общество "Техприбор" Способ контроля авиадвигателя
RU2004129887A (ru) * 2004-10-13 2006-03-27 Открытое акционерное общество "СТАР" (RU) Устройство для управления газотурбинным двигателем

Also Published As

Publication number Publication date
WO2007134568A1 (de) 2007-11-29
CA2649330A1 (en) 2007-11-29
JP2009537720A (ja) 2009-10-29
EP2021602B1 (de) 2010-04-21
US20100064658A1 (en) 2010-03-18
US8881529B2 (en) 2014-11-11
DE502007003518D1 (de) 2010-06-02
CN101438039A (zh) 2009-05-20
CN101438039B (zh) 2011-10-05
JP5132674B2 (ja) 2013-01-30
DE102006023237A1 (de) 2007-11-22
EP2021602A1 (de) 2009-02-11
RU2008149774A (ru) 2010-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2443884C2 (ru) Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством
EP3051103B1 (en) Fuel system
RU2400900C2 (ru) Электрическое питание оборудования газотурбинного двигателя летательного аппарата
US10233768B1 (en) Apparatus and process for optimizing turbine engine performance via load control through a power control module
US8548713B2 (en) Power demand management
CN1154792C (zh) 供燃气涡轮发动机用来微调过敏推力用的速度修正系统
CN108443128B (zh) 一种电动水泵的控制方法
WO2015021385A1 (en) Electronic control unit and method for regulating the disbursement of hydrogen and oxygen
US10000296B2 (en) Electrical control system
EP2946093A1 (en) Dual pump/dual bypass fuel pumping system
EP1596263B1 (en) Integrated skid with multiple-motor controller
US8590288B2 (en) Fan control apparatus
CN104314693B (zh) 一种基于补偿的航空发动机多回路切换控制方法
EP2657499B1 (en) Fluid supply device
JP2005220903A (ja) 電子制御システムを備えるディーゼル・エンジン、特に大型ディーゼル・エンジン
US20210354841A1 (en) Protection functions
CN104153900A (zh) 运行具有完全打开的节气门的汽油马达的方法及汽油马达
US20200198795A1 (en) Device For Providing Power Or Thrust To An Aerospace Vehicle And Method For Controlling A Device For Providing Power To An Aerospace Vehicle
RU2365774C2 (ru) Способ управления двухдвигательной силовой установкой
RU2200256C2 (ru) Гидропривод постоянных оборотов
US20070084210A1 (en) Method and apparatus for performing gas turbine engine maintenance
RU2795359C1 (ru) Способ управления входным направляющим аппаратом компрессора газотурбинного двигателя
US20150252740A1 (en) Emergency operating mode for a piston engine in an airplane
US20220283225A1 (en) Automatic detection of a hardware configuration of a device on board an aircraft
RU133206U1 (ru) Устройство диагностики положения направляющих аппаратов осевого компрессора

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20120510