RU2495265C2 - Устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя - Google Patents

Устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2495265C2
RU2495265C2 RU2010124950/06A RU2010124950A RU2495265C2 RU 2495265 C2 RU2495265 C2 RU 2495265C2 RU 2010124950/06 A RU2010124950/06 A RU 2010124950/06A RU 2010124950 A RU2010124950 A RU 2010124950A RU 2495265 C2 RU2495265 C2 RU 2495265C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
valve
turbine engine
pressure pump
discharge
Prior art date
Application number
RU2010124950/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010124950A (ru
Inventor
Кристиан ОРУССО
Жонатан БЕНИТА
Ксавье ФЛАНДРУА
Жан-Реми МАСС
Микаэль СОЗЕДД
Франк ГОДЕЛЬ
Жюльен МАЙ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2010124950A publication Critical patent/RU2010124950A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2495265C2 publication Critical patent/RU2495265C2/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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/263—Control of fuel supply by means of fuel metering valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/092—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular blow-out and relight
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Control Of Non-Positive-Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Устройство и способ контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя путем выявления открытия клапана нагнетания и отсечки, установленного на выходе клапана регулирования расхода топлива, путем измерения скорости вращения газотурбинного двигателя, соответствующей открытию клапана нагнетания и отсечки, и путем последующего отслеживания изменения величины этой скорости вращения для того, чтобы предложить замену насоса высокого давления, когда измеренная величина этой скорости вращения достигает заданного порога. Технический результат изобретений - создание простого эффективного и экономически выгодного решения по контролю насоса высокого давления. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к устройству и к способу контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом инжекторов газотурбинного двигателя, такого, например, как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета.
В газотурбинном двигателе такого типа контур питания инжекторов топливом содержит комбинацию из насоса низкого давления и шестеренчатого насоса высокого давления, причем насос низкого давления обеспечивает подкачку насоса высокого давления для того, чтобы устранить явление кавитации, а насос высокого давления обеспечивает расход и давление топлива, которые являются достаточными для того, чтобы обеспечить питание инжекторов камеры сгорания газотурбинного двигателя, а также охлаждение смазывающей жидкости этого газотурбинного двигателя и системы IDG (аббревиатура английского выражения "Integrated Drive Generator) и управление приводными механизмами элементов изменяемой геометрии газотурбинного двигателя (таких, например, как лопатки направляющего аппарата с изменяемым углом установки).
Топливо, подаваемое при помощи насоса высокого давления, проходит через блок FMU (аббревиатура английского выражения Fuel Metering Unit), который содержит клапан регулирования расхода, связанный с клапаном нагнетания и отсечки, который сам, в свою очередь, присоединен к каналам питания инжекторов.
При наличии электрического управляющего сигнала на открытие клапан нагнетания и отсечки остается закрытым в гидравлическом отношении до тех пор, пока давление топлива на выходе из клапана регулирования не достигнет заданной величины, например, 19 бар.
Шестеренчатый насос высокого давления приводится в движение механическим образом при помощи газотурбинного двигателя, и скорость его вращения является пропорциональной скорости вращения газотурбинного двигателя. Расход топлива и его давление на выходе из этого насоса определяются скоростью вращения насоса. Было установлено, что по мере старения насоса оказывается необходимым увеличивать скорость вращения этого насоса для того, чтобы поддерживать расход топлива и его давление на заданных величинах.
Это обстоятельство может сделать затруднительным, и даже невозможным, повторный запуск газотурбинного двигателя в полете в том случае, когда по тем или иным соображениям газотурбинный двигатель был остановлен и должен быть снова запущен только под действием воздуха, который протекает через лопатки компрессора и турбины вследствие перемещения самолета (содействие стартера, которое также может быть принято в определенных точках области повторного запуска). В этом случае топливный насос высокого давления приводится во вращательное движение с относительно небольшой скоростью, но должен, однако, обеспечивать при этом давление и расход топлива, достаточные для того, чтобы вызвать гидравлическое открытие клапана нагнетания и отсечки, и для того, чтобы обеспечить надлежащее питание инжекторов газотурбинного двигателя.
Износ насоса высокого давления, который выражается в постепенном снижении расхода топлива на выходе из насоса при заданной скорости его вращения и определенном давлении, должен подвергаться контролю для того, чтобы насос мог быть заменен прежде, чем повторный запуск газотурбинного двигателя в полете окажется невозможным.
Рекомендации в области технического обслуживания предусматривают замену насоса высокого давления через 12000 часов его функционирования и не дают возможности оптимизировать продолжительность срока службы таких насосов, поскольку, с одной стороны, отсутствует возможность выявления уже развивающегося износа насоса, а с другой стороны, эти рекомендации иногда приводят к замене насосов, которые еще в состоянии нормально функционировать.
Техническая задача данного изобретения состоит в том, чтобы предложить достаточно простое, эффективное и экономически выгодное решение этой проблемы.
В соответствии с данным изобретением предлагается устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя, причем контур содержит клапан нагнетания и отсечки, который отрегулирован на заданный порог давления и устанавливается между клапаном регулирования расхода топлива и каналом питания инжекторов, и средства измерения скорости вращения газотурбинного двигателя, отличающееся тем, что это устройство имеет в своем составе средства выявления открытия клапана нагнетания и отсечки, средства регистрации измеренной величины скорости вращения газотурбинного двигателя при открытии клапана нагнетания и отсечки и средства сравнения этой величины с заданным порогом, чтобы предложить замену насоса высокого давления в том случае, когда зарегистрированная величина скорости вращения достигает заданного порога. Эти средства располагаются в системе FADEC (Full Authority Digital Engine Control) управления газотурбинным двигателем.
Поскольку клапан нагнетания и отсечки в контуре питания топливом обычно уже оснащен средством выявления его открытия, устройство контроля в соответствии с предлагаемым изобретением использует главным образом компоненты, уже установленные в данном газотурбинном двигателе, и оказывается, вследствие этого, особенно выгодным в экономическом плане.
В то же время, предлагаемое устройство дает возможность с высокой точностью отслеживать изменения скорости вращения в момент открытия клапана нагнетания и отсечки, причем это изменение является репрезентативным для износа насоса высокого давления в контуре питания топливом, для сигнализации о необходимости замены насоса высокого давления в том случае, когда выявленная скорость вращения достигает заданного порога, за пределами которого повторный запуск газотурбинного двигателя в полете станет затруднительным, или даже невозможным.
Предпочтительным образом выявляется открытие клапана нагнетания и отсечки, и соответствующая величина скорости вращения регистрируется в процессе каждой из фаз запуска газотурбинного двигателя.
В соответствии с другим признаком предлагаемого изобретения это устройство также содержит средства измерения температуры топлива и средства коррекции зарегистрированной величины скорости вращения в зависимости от расхождения между измеренной температурой и заданной температурой.
Это позволяет учесть изменения плотности топлива, которые являются следствием изменений температуры топлива, для коррекции зарегистрированных величин скорости вращения и выполнять, таким образом, сравнения с заданным порогом в условиях, соответствующих по существу постоянной температуре.
В данном изобретении также предлагается способ контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя, причем этот контур содержит клапан нагнетания и отсечки, установленный между клапаном измерения расхода топлива и контуром питания инжекторов, отличающийся тем, что этот способ состоит в выявлении открытия этого клапана нагнетания и отсечки, в регистрации величины скорости вращения газотурбинного двигателя, соответствующей этому открытию, в сравнении этой величины с заданным порогом и в предложении замены насоса высокого давления в том случае, когда зарегистрированная величина скорости вращения достигает заданного порога.
В соответствии с другими признаками предлагаемого изобретения этот способ также состоит в измерении температуры топлива на выходе из клапана нагнетания и отсечки, в коррекции зарегистрированной величины скорости вращения в зависимости от расхождения между измеренной температурой и заданным значением температуры и в определении порога сравнения зарегистрированной величины скорости вращения таким образом, чтобы обеспечить повторный запуск газотурбинного двигателя в полете на протяжении всего срока службы насоса высокого давления.
В данном изобретении также предлагается газотурбинный двигатель, например, турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета, отличающийся тем, что он содержит устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом описанного выше типа.
В общем случае предлагаемое изобретение позволяет оптимизировать эксплуатацию насосов высокого давления в контурах питания топливом газотурбинных двигателей, а также позволяет сделать более надежным автоматический тест раскрутки газотурбинных двигателей.
Предлагаемое изобретение будет лучше понято и другие его признаки, подробности и преимущества станут более отчетливыми при изучении приведенного ниже описания не являющегося ограничительным примера реализации этого изобретения, где даются ссылки на приведенную в приложении единственную фигуру, на которой схематически представлен контур питания топливом инжекторов газотурбинного двигателя.
Контур питания топливом, схематически представленный на приведенной в приложении фигуре, содержит в основном топливный бак 10, с которым связан вход насоса 12 низкого давления, а выход этого насоса питает, через теплообменники 16 и фильтры 17, шестеренчатый насос 14 высокого давления, причем упомянутые теплообменники используются, в частности, для охлаждения смазывающей жидкости газотурбинного двигателя и системы генератора со встроенным приводом IDG (Integrated Drive Generator).
Выход насоса 14 высокого давления питает клапан 18 регулирования расхода (FMV или Fuel Metering Valve), который позволяет дозировать количество топлива, направляемого к инжекторам 20 газотурбинного двигателя, в зависимости от условий его функционирования.
Разность давлений между входом и выходом насоса 14 также используется для управления системой 22 вспомогательного оборудования с изменяемой геометрией, содержащей, в частности, приводные механизмы лопаток направляющего аппарата с изменяемым углом установки.
Избыточное количество закачиваемого топлива возвращается к передней по потоку части насоса 14 высокого давления посредством клапана 19 отведения.
Клапан 24 нагнетания и отсечки установлен между выходом клапана 18 регулирования расхода и контуром 26 питания инжекторов 20, причем этот клапан 24 является чувствительным к давлению топлива на выходе из клапана 18 и препятствует питанию топливом инжекторов 20 до тех пор, пока это давление не достигнет определенной величины, то есть до тех пор, пока повышение давления топлива ниже заданного порога, причем это повышение давления соответствует разности давлений между выходом и входом насоса 14 и составляет, например, 19 бар.
Клапан 24 нагнетания и отсечки оборудован детектором 28 открытия и двумя органами 29 и 31 электрогидравлического управления типа клапана с сервоприводом или клапана с соленоидом, один из которых приводится в действие при помощи средств 32 обработки, а другой приводится в действие при помощи системы 33 раскрутки. Эти органы 29 и 31 управления оказываются эффективными только в том случае, когда давление является достаточным.
Датчик 30 температуры устанавливается на линии 26, обеспечивающей питание инжекторов 20.
Сигналы, выдаваемые детекторами 28 и 30, подаются в средства 32 обработки, которые принимают также выходной сигнал детектора 34, измеряющего скорость вращения газотурбинного двигателя.
В упомянутых средствах 32 обработки сигнал открытия клапана 24 нагнетания и отсечки, который выдается детектором 28, управляет регистрацией величины скорости вращения, выдаваемой детектором 34, и регистрацией величины температуры топлива, выдаваемой детектором 30. Зарегистрированные величины скорости вращения сравниваются с заданной пороговой величиной, за пределами которого будет затруднительно обеспечить повторный запуск газотурбинного двигателя в полете, и которое соответствует максимально допустимому износу насоса 14 высокого давления. В том случае, когда эта пороговая величина оказывается достигнутой скоростью вращения, при помощи средств 32 обработки формируется сигнал 36 для сигнализации о необходимости выполнения замены насоса 14 высокого давления.
Измерение температуры топлива в линии 26 позволяет учитывать изменения плотности топлива, которые являются следствием изменений температуры топлива и которые оказывают влияние на расход насоса 14 высокого давления. Выявленные изменения температуры топлива позволяют корректировать измеренные величины скорости вращения и приводить их, таким образом, к случаю питания топливом, находящимся по существу при постоянной температуре.
Открытие клапана 24 нагнетания и отсечки происходит в процессе осуществления каждой фазы запуска газотурбинного двигателя. Таким образом, контроль насоса 14 высокого давления может быть реализован при каждом запуске газотурбинного двигателя и позволяет регулярно отслеживать износ насоса 14 высокого давления для того, чтобы предложить его замену в том случае, когда это становится необходимым.
Предлагаемое изобретение позволяет также сделать более надежным тест раскрутки газотурбинного двигателя, связывая оригинальным и автоматическим образом этот тест с фазой запуска и с контролем насоса высокого давления.
Пример реализации логики такого теста описан в последующем изложении, причем возможны и многочисленные другие варианты его реализации.
Когда запускают двигатель и он работает на режиме, составляющем несколько процентов от номинального режима, средствами 32 обработки формируется электрический сигнал, подаваемый на электрогидравлический привод 29 клапана 24 нагнетания и отсечки. При этом гидравлический контур не открывается, поскольку режим оказывается ниже порога для открытия клапана 24 нагнетания и отсечки.
Режим увеличивается вследствие действия стартера, и когда достигается порог открытия (выявляемый детектором 28), средства 32 обработки регистрируют величину скорости вращения, которая позволяет дать оценку состояния насоса 14 высокого давления.
Средства 32 обработки обеспечивают при этом сигнал в систему 33 раскрутки, которая включает свой тест, то есть команду на закрытие клапана 24 нагнетания и отсечки при помощи электрогидравлического привода 31.
Средства 32 обработки проверяют, посредством детектора 28 открытия, что система 33 раскрутки была эффективной, и выдает команду на окончание теста в систему 33 раскрутки для того, чтобы эта система выдала команду на закрытие своего электрогидравлического органа 31. Одновременно средства 32 выдают команду на закрытие в электрогидравлический привод 29. При этом клапан 24 нагнетания и отсечки закрывается.
Вращение двигателя, вызываемое стартером, продолжается, и, при оптимальном режиме запуска, средства 32 обработки выдают команду на открытие клапана 24 нагнетания и отсечки посредством электрогидравлического привода 29 и выдают команду в блок зажигания, который приводит в действие одну или несколько свечей зажигания двигателя.

Claims (9)

1. Устройство контроля насоса (14) высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя, причем этот контур содержит клапан (24) нагнетания и отсечки, который отрегулирован на заданный порог давления и который устанавливается между клапаном (18) регулирования расхода топлива и каналом (26) питания инжекторов, и средства (34) измерения скорости вращения газотурбинного двигателя, отличающееся тем, что это устройство имеет в своем составе средства (28) выявления открытия клапана (24) нагнетания и отсечки, средства (32) регистрации измеренной величины скорости вращения газотурбинного двигателя при открытии клапана (24) нагнетания и отсечки и средства сравнения этой измеренной величины с заданным порогом, чтобы предложить замену насоса (14) высокого давления в том случае, когда зарегистрированная величина скорости вращения достигает заданного порога.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что порог сравнения определяется для того, чтобы повторный запуск газотурбинного двигателя в полете был обеспечен на протяжении всего срока службы насоса высокого давления.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что это устройство содержит средства (30) измерения температуры топлива на выходе из клапана (24) нагнетания и отсечки и средства (32) коррекции зарегистрированной величины скорости вращения в зависимости от расхождения между измеренной температурой и заданной температурой.
4. Газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета, отличающийся тем, что он содержит устройство контроля насоса высокого давления по п.2 или 3.
5. Способ контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что он состоит в выявлении открытия клапана (24) нагнетания и отсечки, в регистрации величины скорости вращения газотурбинного двигателя, соответствующей этому открытию, в сравнении этой величины с заданным порогом и в предложении замены насоса (14) высокого давления в том случае, когда зарегистрированная величина скорости вращения достигает заданного порога.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что он состоит в выявлении открытия клапана (24) нагнетания и отсечки и в регистрации соответствующей величины скорости вращения в процессе осуществления каждой из фаз запуска газотурбинного двигателя.
7. Способ по п.5, отличающийся тем, что он состоит в измерении температуры топлива на выходе из клапана (24) нагнетания и отсечки и в коррекции зарегистрированной величины скорости вращения в зависимости от расхождения между измеренной температурой топлива и заданным значением температуры.
8. Способ по п.6 или 7, отличающийся тем, что он состоит в определении порога сравнения зарегистрированной величины скорости вращения таким образом, чтобы обеспечить повторный запуск газотурбинного двигателя в полете на протяжении всего срока службы насоса (14) высокого давления.
9. Способ по п.6 или 7, отличающийся тем, что он состоит в осуществлении теста системы (33) раскрутки во время фазы запуска газотурбинного двигателя и после выявления открытия клапана (24) нагнетания и отсечки.
RU2010124950/06A 2007-11-19 2008-11-18 Устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя RU2495265C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0708099 2007-11-19
FR0708099A FR2923871B1 (fr) 2007-11-19 2007-11-19 Surveillance d'une pompe haute-pression dans un circuit d'alimentation en carburant d'une turbomachine.
PCT/FR2008/001616 WO2009101267A2 (fr) 2007-11-19 2008-11-18 Surveillance d'une pompe haute-pression dans un circuit d'alimentation en carburant d'une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010124950A RU2010124950A (ru) 2011-12-27
RU2495265C2 true RU2495265C2 (ru) 2013-10-10

Family

ID=39832527

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010124950/06A RU2495265C2 (ru) 2007-11-19 2008-11-18 Устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8857150B2 (ru)
EP (1) EP2209976B1 (ru)
JP (1) JP5373808B2 (ru)
CN (1) CN101861451B (ru)
BR (1) BRPI0820423B1 (ru)
CA (1) CA2705610C (ru)
FR (1) FR2923871B1 (ru)
RU (1) RU2495265C2 (ru)
WO (1) WO2009101267A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11306662B2 (en) 2016-12-22 2022-04-19 Safran Aircraft Engines Method for regulating a supply circuit
RU2773411C1 (ru) * 2019-02-21 2022-06-03 Рено С.А.С Способ контроля запуска масляного насоса

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2946387B1 (fr) * 2009-06-05 2011-07-08 Snecma Dispositif et procede de detection d'une defaillance d'une pompe a carburant basse pression d'un turboreacteur et turboreacteur avec ledit dispositif
WO2010142886A1 (fr) * 2009-06-10 2010-12-16 Snecma Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'une turbomachine contre les survitesses lors d'un demarrage.
FR2946686B1 (fr) * 2009-06-10 2011-07-01 Snecma Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'un turboreacteur d'avion contre les survitesses lors d'un demarrage en mode manuel
FR2947300B1 (fr) * 2009-06-25 2011-07-15 Snecma Procede de realisation d'un test de la chaine de protection d'une turbomachine contre les survitesses lors d'un demarrage.
FR2960910A1 (fr) * 2010-06-08 2011-12-09 Snecma Dispositif d'alimentation en carburant de moteur d'avion a turbine a gaz
CN102456419B (zh) * 2010-10-22 2014-03-26 中国核动力研究设计院 核反应堆屏蔽泵运行故障监测方法及其监测系统
FR2971548B1 (fr) * 2011-02-11 2015-02-13 Snecma Systeme d'alimentation en carburant a moyens de pompage multiples
FR2971563B1 (fr) * 2011-02-15 2013-03-22 Snecma Procede et dispositif pour determiner si l'une ou l'autre de deux pompes en serie est hors service ou non
FR2974149B1 (fr) * 2011-04-14 2015-09-25 Snecma Circuit de carburant comportant des moyens de controle d'une pompe
US8578763B2 (en) * 2011-06-22 2013-11-12 Hamilton Sundstrand Corporation System and method for fuel system health monitoring
FR2979957B1 (fr) * 2011-09-13 2014-02-14 Snecma Procede de suivi du rendement volumetrique d'une pompe hp d'un systeme de regulation hydraulique de turbomachine
FR2983529B1 (fr) * 2011-12-05 2014-01-17 Snecma Methode de surveillance d’un dispositif de commande d’un doseur de carburant d’un turboreacteur
US9151229B2 (en) * 2012-12-18 2015-10-06 United Technologies Corporation High pressure turbine speed calculation from fuel system hydraulic pressures
WO2015023323A2 (en) * 2013-04-14 2015-02-19 General Electric Company Engine overspeed protection with thrust control
FR3013837B1 (fr) 2013-11-25 2015-12-18 Snecma Procede de test d'equipements a geometries variables d'un moteur d'aeronef, notamment de turbomachine
US9435311B2 (en) 2014-05-07 2016-09-06 Woodward, Inc. Regulator flow damping
CN104390788B (zh) * 2014-11-19 2017-06-09 中国南方航空工业(集团)有限公司 用于发动机试车台的供油油路及控制供油油路的方法
CN104843195B (zh) * 2015-04-13 2017-05-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种验证装置及其使用方法
US10392977B2 (en) * 2016-02-11 2019-08-27 Slw Automotive Inc. Automotive lubricant pumping system with two piece relief valve
FR3053078B1 (fr) * 2016-06-27 2018-06-15 Safran Aircraft Engines Circuit et procede de dosage de carburant a compensation de variabilite de la densite du carburant
US10428744B2 (en) * 2016-08-15 2019-10-01 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel pump health detection
RU2674806C1 (ru) * 2017-10-05 2018-12-13 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя
FR3078551B1 (fr) * 2018-03-05 2020-02-28 Safran Aircraft Engines Commande anticipative d'un circuit d'alimentation en carburant d'une turbomachine
JP2024507965A (ja) * 2021-03-03 2024-02-21 アーベーベー・シュバイツ・アーゲー ギアポンプをハンドリングする方法、制御システム、コーティング装置、およびロボットシステム
US11703134B2 (en) 2021-08-20 2023-07-18 Hamilton Sundstrand Corporation Metering valve with mid-stroke shutoff
US20230053617A1 (en) * 2021-08-20 2023-02-23 Hamilton Sundstrand Corporation Serial metering orifices for a metering valve
US11708795B1 (en) * 2022-07-05 2023-07-25 Hamilton Sundstrand Corporation Systems and methods for bleed valve control in fuel systems
CN116335961B (zh) * 2023-05-31 2023-08-04 合肥化机装备制造有限公司 一种航天发动机水泵及水泵系统

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0452005A1 (en) * 1990-04-11 1991-10-16 Woodward Governor Company Gas turbine aircraft engine fuel delivery system
SU1285832A1 (ru) * 1984-03-06 2000-01-10 А.А. Кохан Система управления запуском газотурбинной силовой установки
EP1138933A2 (en) * 2000-03-30 2001-10-04 Lucas Industries Limited Method and apparatus for determining the extent of wear of a fuel pump forming part of a fuelling system
RU2224952C2 (ru) * 1998-05-15 2004-02-27 Абб Аб Устройство для подачи жидкого топлива к сжигающему элементу
EP1522731A2 (en) * 2003-10-11 2005-04-13 Goodrich Control Systems Ltd Pump health monitoring
EP1552344A2 (en) * 2002-09-19 2005-07-13 Arch Specialty Chemicals, Inc. A method for the removal of an imaging layer from a semiconductor substrate stack
EP1785348A2 (en) * 2005-11-11 2007-05-16 Goodrich Control Systems Ltd Fuel system
EP1798400A2 (en) * 2005-12-16 2007-06-20 Rolls-Royce plc Gas turbine engine health monitoring

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3774394A (en) * 1971-08-09 1973-11-27 Gen Electric Gas turbine engine fuel drain system and cooperating valve and pump means
GB9518582D0 (en) * 1995-09-09 1996-09-11 Lucas Ind Plc Fuel control system for gas turbine engine
GB9723466D0 (en) * 1997-11-07 1998-01-07 Lucas Ind Plc Fluid flow valve and fluid flow system
US5927064A (en) * 1997-12-23 1999-07-27 United Technologies Corporation Start, shutoff and overspeed system for gas turbine engine
DE60129185T2 (de) * 2000-05-12 2008-03-13 Goodrich Control Systems Ltd., Luton Überwachungsanordnung um den Zustand eines Ventils in einem Kraftstoffzufuhrsystem feststellen zu können
US7243807B2 (en) 2003-08-21 2007-07-17 Pml Microbiologicals, Inc. Fluid-tight dilution bottle and cap

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1285832A1 (ru) * 1984-03-06 2000-01-10 А.А. Кохан Система управления запуском газотурбинной силовой установки
EP0452005A1 (en) * 1990-04-11 1991-10-16 Woodward Governor Company Gas turbine aircraft engine fuel delivery system
RU2224952C2 (ru) * 1998-05-15 2004-02-27 Абб Аб Устройство для подачи жидкого топлива к сжигающему элементу
EP1138933A2 (en) * 2000-03-30 2001-10-04 Lucas Industries Limited Method and apparatus for determining the extent of wear of a fuel pump forming part of a fuelling system
EP1552344A2 (en) * 2002-09-19 2005-07-13 Arch Specialty Chemicals, Inc. A method for the removal of an imaging layer from a semiconductor substrate stack
EP1522731A2 (en) * 2003-10-11 2005-04-13 Goodrich Control Systems Ltd Pump health monitoring
EP1785348A2 (en) * 2005-11-11 2007-05-16 Goodrich Control Systems Ltd Fuel system
EP1798400A2 (en) * 2005-12-16 2007-06-20 Rolls-Royce plc Gas turbine engine health monitoring

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11306662B2 (en) 2016-12-22 2022-04-19 Safran Aircraft Engines Method for regulating a supply circuit
RU2773411C1 (ru) * 2019-02-21 2022-06-03 Рено С.А.С Способ контроля запуска масляного насоса

Also Published As

Publication number Publication date
CN101861451B (zh) 2015-01-28
WO2009101267A3 (fr) 2009-10-22
BRPI0820423A2 (pt) 2015-05-19
FR2923871B1 (fr) 2013-11-08
CA2705610C (fr) 2015-12-29
US8857150B2 (en) 2014-10-14
FR2923871A1 (fr) 2009-05-22
EP2209976B1 (fr) 2017-10-11
RU2010124950A (ru) 2011-12-27
JP2011503432A (ja) 2011-01-27
CN101861451A (zh) 2010-10-13
WO2009101267A2 (fr) 2009-08-20
US20100257867A1 (en) 2010-10-14
EP2209976A2 (fr) 2010-07-28
JP5373808B2 (ja) 2013-12-18
CA2705610A1 (fr) 2009-08-20
BRPI0820423B1 (pt) 2020-01-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2495265C2 (ru) Устройство контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя
EP2492473B1 (en) Fuel system
US10125690B2 (en) Method and system for starting up an aircraft turbomachine
US9771906B2 (en) Engine fuel control system
RU2399778C2 (ru) Питание топливом двигателя летательного аппарата
US7331169B2 (en) Control logic for fuel controls on APUs
US20140373552A1 (en) Method and system for starting up an aircraft turbomachine by real-time regulation of air flow
RU2592954C2 (ru) Способ устранения вращающегося срыва в газотурбинном двигателе
US10072579B2 (en) Apparatus for discriminating ignition in a gas-turbine aeroengine
US20130019952A1 (en) Method for monitoring a pressure relief valve of a fuel injection circuit for a turbomachine
EP3460438B1 (en) Gas turbomachine leak detection system and method
WO2010119215A1 (fr) Procede de detection d'un etat de givrage ou de besoin de maintenance d'un circuit de carburant de turbomachine
US9309882B2 (en) Method of determining whether to replace a high pressure pump in a hydraulic regulation system of a turbomachine
GB2498650B (en) Method for monitoring a fuel circuit shut-off valve
RU2733150C2 (ru) Контроль засорения в контуре продувки форсунки стартера для турбомашины
US7171952B2 (en) Method, computer program, control and/or regulation device for operation of an internal combustion engine and fuel system for an internal combustion engine
CN113710887B (zh) 对燃料流量进行调节的涡轮机燃料供应系统
US20230016408A1 (en) Detecting a fuel leak in an engine fuel system

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner