RU2514522C2 - Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель - Google Patents

Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2514522C2
RU2514522C2 RU2012103791/06A RU2012103791A RU2514522C2 RU 2514522 C2 RU2514522 C2 RU 2514522C2 RU 2012103791/06 A RU2012103791/06 A RU 2012103791/06A RU 2012103791 A RU2012103791 A RU 2012103791A RU 2514522 C2 RU2514522 C2 RU 2514522C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
gas turbine
heated
ice formation
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2012103791/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012103791A (ru
Inventor
Владимир Викторович Черниченко
Павел Анатольевич Солженикин
Владимир Григорьевич Стогней
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
Priority to RU2012103791/06A priority Critical patent/RU2514522C2/ru
Publication of RU2012103791A publication Critical patent/RU2012103791A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2514522C2 publication Critical patent/RU2514522C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Feeding And Controlling Fuel (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам подачи топлива в газотурбинный двигатель (ГТД), а также к топливным системам ГТД. Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах заключается в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр, причем перед подогревом отделяют от топлива льдообразования, которые подогревают до таяния, после чего воду, полученную при таянии льдообразований, соединяют с подогретым топливом. Упомянутую воду дополнительно подогревают до температуры не ниже температуры подогретого топлива, предпочтительно до температуры, близкой к температуре кипения, подогрев льдообразований и воды осуществляют отбираемым от компрессора газотурбинного двигателя воздухом. Технический результат изобретения - повышение надежности взлета самолета после его длительного нахождения при низких температурах. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам подачи топлива в газотурбинный двигатель (ГТД), а также к топливным системам ГТД.
Известен способ подачи топлива в ГТД, заключающийся в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр двигателя. Топливная система такого двигателя содержит бак, насосы, топливомасляный теплообменник (ТМТ), фильтр и регулятор расхода топлива.
В такой системе таяние льдообразований в топливе происходит в ТМТ (Руководство по эксплуатации АГТД "Д18". ЗМКБ "Прогресс", Запорожье, 1989 г.).
К недостаткам таких способов подачи топлива и топливных систем можно отнести недостаточное количество тепла в масле на выходе из двигателя для подогрева топлива до температуры, обеспечивающей таяние находящихся в нем льдообразований в самые ответственные моменты эксплуатации:
- после длительного пребывания самолета на стоянке при отрицательных температурах окружающего воздуха;
- после ухода самолета на второй круг при выполнении посадки. В этих условиях эффективность таяния льдообразований в ТМТ становится критической. Не исключена возможность обледенения трубной доски ТМТ со стороны входа топлива или обледенения фильтра с последующим заглушением двигателя.
На взлетном режиме двигателя после длительной стоянки самолета при отрицательных температурах окружающего воздуха необходимого количества тепла и масла для предотвращения обледенения трубной доски ТМТ может не хватить. Это объясняется большой разницей в величинах прокачек масла и топлива через ТМТ, особенно в двигателях с большой тягой.
В случае ухода самолета на второй круг при выполнении посадки обледенение этих элементов топливной системы может произойти из-за отсутствия подогрева холодного топлива на режиме планирования, когда количество масла, циркулирующего через двигатель, мало.
При этом учитывается, что температура масла со стороны входа топлива в ТМТ на 30…50°С ниже, чем на выходе из двигателя, поскольку масло поступает в ТМТ со стороны, противоположной стороне входа топлива. Поэтому не только топливный фильтр, но и топливная трубка ТМТ, у которых внутренний диаметр почти вдвое меньше, чем размер стороны ячейки защитной сетки подкачивающего насоса бака, могут стать объектом обледенения со стороны входа в них топлива.
При таких условиях внештатное содержание воды или противокристаллизационной жидкости в топливе может значительно увеличить риск обледенения ТМТ и фильтра.
Известен способ подачи топлива в ГТД при запуске после длительного пребывания при низких температурах, который заключается в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр, а именно: смесь топлива с льдообразованиями забирают из бака подкачивающим центробежным насосом и подают к двигательному центробежному насосу. Этот насос прокачивает смесь через ТМТ, где льдообразования должны превратиться в воду и пройти вместе с топливом через фильтр и последующие агрегаты: шестеренный насос, регулятор расхода топлива и топливные форсунки, при этом топливная система содержит последовательно установленные в топливной магистрали подкачивающий насос бака, двигательный центробежный насос, ТМТ, топливный фильтр, основной шестеренный насос, регулятор расхода топлива и форсунки (Руководство по эксплуатации газотурбинного двигателя "Д-18". Издание ЗМКБ "Прогресс", Запорожье, 1989 г.; и реализуемый в ней способ подачи топлива в ГТД).
Неоднократные летные происшествия по вине обледенения агрегатов топливной системы показали, что на критических режимах работы двигателя при низких температурах окружающего воздуха количества тепла в выходящем из двигателя масле недостаточно для предотвращения находящихся в топливе льдообразований.
Известен способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах, заключающийся в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр, при этом перед подогревом отделяют от топлива льдообразования, которые подогревают до таяния, после чего образованную воду соединяют с подогретым топливом и топливная система газотурбинного двигателя для реализации указанного способа, содержащая последовательно установленные в топливной магистрали топливомасляный теплообменник и топливный фильтр, причем в топливной магистрали перед топливомасляным теплообменником установлен отделитель льдообразований в снабженный подогревателем сборник, выход из которого соединен с топливной магистралью между топливомасляным теплообменником и топливным фильтром (Патент РФ №2163978, МПК: F02C 7/22 - прототип).
Указанный способ реализуется следующим образом. Топливо с льдообразованиями из бака забирается подкачивающим насосом и по магистрали через пожарный кран подается к центробежному насосу. Центробежный насос подводит топливо с льдообразованиями к тангенциально-наклонному входу отделителя, в результате чего поток топлива с льдообразованиями получает в отделителе поступательно-вращательное движение. При этом льдообразования под действием центробежных сил отбрасываются к периферии и сползают в сборник, а освобожденное от льдообразований топливо поступает к центру отделителя и по патрубку возвращается в магистраль и по ней в ТМТ. Поступившие в сборник льдообразования подогреваются горячим воздухом, протекающим через подогреватель. Этот воздух отбирается из-за одной из ступеней компрессора газотурбинного двигателя и по трубе подводится к входу подогревателя. После обтекания наружной поверхности сборника воздух выпускается в атмосферу через патрубок. Образовавшаяся в результате таяния вода отводится из сборника по трубе обратно в магистраль на участке за ТМТ по потоку топлива.
Полученная вода имеет температуру, близкую к температуре таяния льда, и при дальнейшем ее смешивании с топливом, имеющим более высокую температуру, происходит снижение температуры топлива. Снижение температуры топлива ведет к снижению экономичности работы газотурбинного двигателя в целом, так как поступающее в форсунки топливо с низкой температурой необходимо дополнительно предварительно разогреть до его исходной температуры для последующего его испарения и перемешивания с воздухом.
Основным недостатком указанного способа является то, что на критических режимах работы двигателя при низких температурах окружающего воздуха количества тепла в выходящем из двигателя масле недостаточно для предотвращения образования находящихся в топливе льдообразований, и снижение экономичности работы двигателя, особенно в начальный период работы.
Задачей изобретения является повышение надежности взлета самолета после его длительного нахождения при низких температурах путем создания способа устранения льдообразований в топливе подогревом отделенных от топлива льдообразований.
Решение указанной задачи достигается за счет того, что в предложенном способе подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах, заключающемся в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр, причем перед подогревом отделяют от топлива льдообразования, которые подогревают до таяния, после чего воду, полученную при таянии льдообразований, соединяют с подогретым топливом, согласно изобретению упомянутую воду дополнительно подогревают до температуры не ниже температуры подогретого топлива, предпочтительно до температуры кипения.
В варианте применения способа подогрев льдообразований осуществляют отбираемым от компрессора газотурбинного двигателя воздухом.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показана схема топливной системы ГТД для реализации указанного способа, на фиг.2 - схема отделителя льдообразований в виде вихревого сепаратора для реализации указанного способа.
Топливная система ГТД, с помощью которой может быть реализован заявленный способ подачи топлива, содержит последовательно установленные в топливной магистрали 1 топливный бак 2, подкачивающий насос 3, пожарный кран 4, двигательный центробежный насос 5, ТМТ 6, топливный фильтр 7, основной насос 8, регулятор расхода топлива 9, соединенный с форсунками (не показано) двигателя 10.
Топливная система содержит также воздушную магистраль 11 отбора воздуха от одной из последних ступеней компрессора (не показано) двигателя 10. В топливной магистрали 1 перед ТМТ 6 установлен отделитель 12 льдообразований в снабженный подогревателем 13 сборник 14, выход 15 из которого соединен с топливной магистралью 1 между ТМТ 6 и топливным фильтром 7.
Отделитель 12 льдообразований выполнен в виде вихревого сепаратора. В его нижней части встроен сборник 14 отделенных льдообразований.
Вход 16 подогревателя 13 сообщен магистралью 11 с полостью за одной из ступеней компрессора (не показано) двигателя 10, а выход 17 - с атмосферой.
В центре отделителя 12 льдообразований установлен патрубок 18 отвода в топливную магистраль 1 освобожденного от льдообразований топлива.
В сборнике 14 установлены отсекатель 19 льдообразований и сливной кран 20.
Предложенный способ реализуется следующим образом.
Топливо с льдообразованиями из бака 2 забирается подкачивающим насосом 3 и по магистрали 1 через пожарный кран 4 подается к центробежному насосу 5. Центробежный насос 5 подводит топливо с льдообразованиями к тангенциально-наклонному входу отделителя 12. В результате поток топлива с льдообразованиями получает в отделителе 12 поступательно-вращательное движение. При этом льдообразования под действием центробежных сил отбрасываются к периферии и сползают в сборник 14, а освобожденное от льдообразований топливо поступает к центру отделителя 12 и по патрубку 18 возвращается в магистраль 1 и по ней в ТМТ 6. Поступившие в сборник 14 льдообразования подогреваются горячим воздухом, протекающим через подогреватель 13. Этот воздух отбирается из-за одной из ступеней компрессора двигателя 10 и по трубе 11 подводится к входу 16 подогревателя 13. После обтекания наружной поверхности сборника 14 воздух выпускается в атмосферу через патрубок 17. Образовавшаяся в результате таяния льда вода отводится из сборника 14, подогревается до температуры топлива и по трубе 15 сбрасывается обратно в магистраль 1 на участке за ТМТ 6 по потоку топлива.
Изобретение обеспечивает взлет самолета без отказа двигателя после длительного нахождения при низких температурах даже при нештатном содержании воды в топливе и без каких-либо противокристаллизационных присадок к топливу.

Claims (2)

1. Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах, заключающийся в подогреве топлива перед подачей его в топливный фильтр, причем перед подогревом отделяют от топлива льдообразования, которые подогревают до таяния, после чего воду, полученную при таянии льдообразований, соединяют с подогретым топливом, отличающийся тем, что упомянутую воду дополнительно подогревают до температуры не ниже температуры подогретого топлива, предпочтительно до температуры, близкой к температуре кипения.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что подогрев льдообразований осуществляют отбираемым от компрессора газотурбинного двигателя воздухом.
RU2012103791/06A 2012-02-03 2012-02-03 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель RU2514522C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103791/06A RU2514522C2 (ru) 2012-02-03 2012-02-03 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012103791/06A RU2514522C2 (ru) 2012-02-03 2012-02-03 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012103791A RU2012103791A (ru) 2013-08-10
RU2514522C2 true RU2514522C2 (ru) 2014-04-27

Family

ID=49159246

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012103791/06A RU2514522C2 (ru) 2012-02-03 2012-02-03 Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2514522C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10703500B2 (en) 2018-07-10 2020-07-07 Hamilton Sundstrand Corporation Heated pipe for liquid flows

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1559828A (en) * 1975-09-12 1980-01-30 Rolls Royce Fuel system for gas turbine engines
GB2099509A (en) * 1981-05-21 1982-12-08 Dowty Fuel Syst Ltd Heating of aircraft fuel
RU2163978C2 (ru) * 1999-03-22 2001-03-10 Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) им. П.И. Баранова Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах и топливная система газотурбинного двигателя
RU2178532C2 (ru) * 1996-05-14 2002-01-20 Дзе Дау Кемикал Компани Способ и устройство для увеличения мощности в газовых турбинах посредством мокрого сжатия
RU2194870C2 (ru) * 2000-12-15 2002-12-20 Акчурин Харас Исхакович Способ работы и устройство газотурбинной установки с комплексной системой глубокой утилизации теплоты и снижения вредных выбросов в атмосферу

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1559828A (en) * 1975-09-12 1980-01-30 Rolls Royce Fuel system for gas turbine engines
FR2323884B1 (ru) * 1975-09-12 1982-09-10 Rolls Royce
GB2099509A (en) * 1981-05-21 1982-12-08 Dowty Fuel Syst Ltd Heating of aircraft fuel
RU2178532C2 (ru) * 1996-05-14 2002-01-20 Дзе Дау Кемикал Компани Способ и устройство для увеличения мощности в газовых турбинах посредством мокрого сжатия
RU2163978C2 (ru) * 1999-03-22 2001-03-10 Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) им. П.И. Баранова Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах и топливная система газотурбинного двигателя
RU2194870C2 (ru) * 2000-12-15 2002-12-20 Акчурин Харас Исхакович Способ работы и устройство газотурбинной установки с комплексной системой глубокой утилизации теплоты и снижения вредных выбросов в атмосферу

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10703500B2 (en) 2018-07-10 2020-07-07 Hamilton Sundstrand Corporation Heated pipe for liquid flows

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012103791A (ru) 2013-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10443503B2 (en) Fuel system for a gas turbine engine
US20210388766A1 (en) Removing non-homogeneous ice from a fuel system
US9222415B2 (en) Gas turbine engine fuel heating system
US9752507B2 (en) Aircraft system with fuel-to-fuel heat exchanger
US10247100B2 (en) Jet engine cold air cooling system
EP2837798B1 (en) Heated bypass valve for heat exchanger
US9580185B2 (en) Small engine cooled cooling air system
US10160547B2 (en) Aircraft environmental control system
US8444093B1 (en) Airplane leading edge de-icing apparatus
RU2443607C2 (ru) Система для удаления воды
US9885287B2 (en) Gas turbine engine mechanical-electrical hybrid fuel delivery system
US20170021292A1 (en) Fuel filter and bypass valve arrangement
US20130036722A1 (en) Fuel system having fuel control unit and heat exchanger
RU2514522C2 (ru) Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель
KR20040004134A (ko) 항공기 엔진의 작동 방법 및 결빙 방지 시스템
RU2163978C2 (ru) Способ подачи топлива в газотурбинный двигатель при запуске после длительного пребывания при низких температурах и топливная система газотурбинного двигателя
RU2402686C1 (ru) Масляная система авиационного газотурбинного двигателя
CN106801891B (zh) 一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器
RU2128294C1 (ru) Способ организации рабочего процесса в двухконтурном турбореактивном двигателе
FR3139160A1 (fr) Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique

Legal Events

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

Effective date: 20150204