WO2019070160A1 - Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
WO2019070160A1
WO2019070160A1 PCT/RU2018/000646 RU2018000646W WO2019070160A1 WO 2019070160 A1 WO2019070160 A1 WO 2019070160A1 RU 2018000646 W RU2018000646 W RU 2018000646W WO 2019070160 A1 WO2019070160 A1 WO 2019070160A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuel
pump
gas turbine
turbine engine
fuel pump
Prior art date
Application number
PCT/RU2018/000646
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Михаил Викторович РОССИК
Юрий Семенович САВЕНКОВ
Игорь Георгиевич ЛИСОВИН
Вячеслав Евгеньевич РУКАВИШНИКОВ
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
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 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to EP18864776.2A priority Critical patent/EP3693577A4/en
Priority to US16/754,023 priority patent/US20210254552A9/en
Priority to CN201880065302.3A priority patent/CN111655993B/zh
Priority to CA3078274A priority patent/CA3078274C/en
Priority to JP2020541334A priority patent/JP7123150B2/ja
Publication of WO2019070160A1 publication Critical patent/WO2019070160A1/ru

Links

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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • 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
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/606—Bypassing the fluid
    • 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
    • F05D2260/85—Starting
    • 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
    • F05D2270/301—Pressure
    • 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
    • F05D2270/303—Temperature
    • 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

Definitions

  • the invention relates to a method for creating the necessary pressure and fuel consumption in the fuel system of an aviation gas turbine engine (hereinafter referred to as GTE).
  • GTE aviation gas turbine engine
  • the closest to the claimed invention is the method of operation of the fuel system of the auxiliary power unit of the CCD, containing a fuel pump with an electric drive, a fuel pump with a mechanical drive from the drive box, a fuel metering / distributor, a controller, sensors, which consist in supply of fuel to the combustion chamber (hereinafter referred to as CS) of the CCD at revolutions of the CCD of 1-8% due to the activation and operation of the fuel pump with an electric drive when the speed of rotation of the fuel pump with a mechanical drive is insufficient to ensure the required fuel consumption when the speed of the CCD is reached 8% of the controller shut off the fuel pump with an electric drive, supplying fuel to the CS due to the operation of a mechanically driven fuel pump (US Patent X ° 9206775, IPC B64D37 / 34, F02C7 / 236, F02M31 / 16, F02M37 / 00, publ. 08.12 .2015).
  • a disadvantage of the known fuel system of the auxiliary power unit of the CCD is that with the effective use of similar approaches to the design for a cruising aircraft engine, other combinations of operating modes of two fuel pumps with adjustable (electrically driven fuel pump) and unregulated performance are required ).
  • the technical problem to which the invention is directed is to effectively use the advantages of two fuel pumps with different types of drives on the main aviation GTE, minimize their disadvantages and obtain high specific and optimal parameters of fuel pumps, excluding restrictions on fuel consumption and pressure in rotation frequency the high-pressure compressor at the stage of ignition of the CS when the GTE is started up, in reducing the amount of heating of the fuel from the fuel pump with unregulated capacity (mechanical esky motor) basic modes for low fuel consumption (in zone modes: a small gas flight small gas cruising flight), in improving the engine resiliency of functional failure
  • 25 reduced pressure or turn off the earth gas mode and all engine modes with rotor speeds of the gas turbine engine and the drive shaft of a mechanically driven fuel pump more than ground earth mode provide the mechanically operated fuel pump for supplying the required fuel consumption to the camera combustion of the gas turbine engine and the creation of the necessary flow and fuel pressure for the operation of hydraulic actuators, in addition, on the operating modes of the gas turbine engine with the rotor speeds of the gas turbine engine are above 40% and the occurrence of conditions with insufficient fuel pressure at the inlet or outlet of the fuel pump with mechanically driven, as well as when the fuel inlet temperature to the mechanically driven pump is below + 10 ° C, turn on and / or increase the rotor speed for the electrically driven fuel pump and maintain the pressure or temperature of the fuel at the required level.
  • the fuel system and gas turbine engine with fuel supply from an electrically driven pump up to 40% of the maximum rotor speed of the gas turbine engine, gradually reduce the rotational speed of the electrically driven fuel pump, and / or open the bypass of the fuel from the electrically driven pump output at the entrance to the fuel system, at rotor speeds of a gas turbine engine of more than 40%, provide the necessary fuel consumption by feeding from the fuel pump from the fur
  • the required pressure and fuel consumption for the operation of hydraulic actuators and fuel distribution units after the gas turbine launch has been completed, are additionally driven from the electrically driven fuel pump during the operation stages of the electrically driven fuel pump in the fuel system.
  • FIG. 1 shows a diagram of a method for creating the necessary pressure and fuel consumption in a fuel-supply system for gas turbine engines.
  • an electrically driven pump 1 is used as the main pump at the initial stage of GTE start-up (not shown), providing fuel supply processes to the CS (not shown) and supplying the working fluid (fuel) for the hydraulic actuators to start the engine.
  • Earth gas mode and all engine modes with higher rotational frequencies of GTE rotors and drive shaft of a mechanically driven fuel pump 2 are fully supported by the operation of a mechanically driven fuel pump 2 for supplying the required flow of fuel to the engine CS and creating the required working fluid pressure for operation hydraulic actuators.
  • the fuel pump with an electric drive 1 can be turned off, or work in a closed loop with a reduced flow, or be connected to the fuel supply to the CS, or to maintain required parameters of pressure and fuel temperature in special conditions.
  • the controller 4 controls the connection and operating modes of the fuel pump with electric drive 1 and fuel metering / distributor 3.
  • Fuel metering / distributor 3 provides for fuel metering in CS and fuel distribution through the fuel system.
  • the implementation of the present invention with the above features eliminates restrictions on fuel consumption and pressure on rotational speed when starting a gas turbine engine, reducing the amount of fuel preheating from a fuel pump with unregulated performance of a mechanically driven fuel pump in basic modes with low fuel consumption, increase engine failure by functional failure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя. Согласно способу, обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом. Дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10° С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давления или температуру топлива на необходимом уровне. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет повысить отказоустойчивость газотурбинного двигателя по функциональному отказу «самопроизвольное выключение».

Description

СПОСОБ РАБОТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
ю Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД).
Известна система топливопитания газотурбинного двигателя, содержащая электронный регулятор (контроллер), вход которого соединен с
15 датчиками параметров двигателя и режима полета, последовательно соединенные электронасос высокого давления и дозирующий механизм. Недостатком такой системы для ГТД с большой тягой являются: повышенные массогабаритные характеристики электронасоса, зависимость надежности ГТД на критичных режимах полета (взлет, посадка) от качества
20 электрического питания электропривода насоса, необходимость в большой мощности и высокой надежности источников электропитания и вторичных преобразователей электропитания электропривода насоса, трудности в обеспечении достаточной надежности электропривода насоса большой мощности в условиях работы ГТД в течение длительных ресурсов (Патент
25 RU JSTs 2329387, МПК F02C9/26, опубл.20.07.2008). При этом наиболее распространенные топливные системы авиационных ГТД оборудуются топливным насосом с механическим приводом, имеющим значительные преимущества по массогабаритным показателям и высокой подтвержденной надежности.
зо Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ работы топливной системы вспомогательной силовой установки ГТД, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что осуществляют подачу топлива в камеру сгорания (далее КС) ГТД на частотах вращения ГТД 1-8% за счет включения и работы топливного насоса с электрическим приводом, когда частота вращения топливного насоса с механическим приводом недостаточна для обеспечения необходимого расхода топлива, при достижении частоты вращения ГТД более 8% контроллером выключают топливный насос с электрическим приводом, осуществляют подачу топлива в КС за счет работы топливного насоса с механическим приводом (Патент US Х° 9206775, МПК B64D37/34, F02C7/236, F02M31/16, F02M37/00, опубл. 08.12.2015).
Недостатком известной топливной системы вспомогательной силовой установки ГТД, является то, что при эффективном применении аналогичных подходов к конструкции для маршевого авиационного двигателя, требуются другие комбинации режимов работы двух топливных насосов с регулируемой (топливный насос с электроприводом) и нерегулируемой производительностью (топливный насос с механическим приводом).
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в эффективном использовании на маршевом авиационном ГТД преимуществ двух топливных насосов с разным типом приводов, минимизации их недостатков и получения высоких удельных и оптимальных параметров топливных насосов, в исключении ограничений по расходу и давлению топлива по частоте вращения компрессора высокого давления на этапе розжига КС при запуске ГТД, в снижении величины подогрева топлива от топливного насоса с нерегулируемой производительностью (механический привод) на основных режимах с низким расходом топлива (в зоне режимов: малый газ, полетный малый газ, крейсерский полет), в повышении отказоустойчивости двигателя по функциональному отказу
«самопроизвольное выключение», в обеспечении условий для достижения длительных ресурсов топливных насосов, в получении оптимальных массогабаритных параметров топливных насосов. 5 Техническая задача решается тем, что в способе создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающемся в том, что обеспечивают ю работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в
15 топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода
20 топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с
25 пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру зо сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давление или температуру топлива на необходимом уровне.
В предлагаемом изобретении обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а 5 также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давление или температуру топлива на необходимом уровне, что обеспечивает эффективное использование на маршевом авиационном газотурбинном двигателе ю преимуществ двух топливных насосов с разным типом привода.
На фиг. 1 представлена схема способа создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе ГТД.
Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе ГТД осуществляется следующим образом. Топливный
15 насос с электрическим приводом 1 используется как основной насос на начальном этапе запуска ГТД (не показан), обеспечивая процессы подачи топлива в КС (не показан) и подачу рабочей жидкости (топлива) для работы гидроприводных агрегатов для запуска двигателя.
Топливный насос с механическим приводом 2 от коробки приводов 5
20 на начальном этапе запуска двигателя работает в замкнутом контуре.
Подключение к процессам подачи топлива в КС топливного насоса с механическим приводом 2 происходит плавно по мере увеличения частоты вращения насоса и выхода двигателя на режим малого газа. При этом используемая производительность топливного насоса с электрическим
25 приводом 1 соответственно снижается.
Режим земного малого газа и все режимы двигателя с более высокими частотами вращения роторов ГТД и приводного вала топливного насоса с механическим приводом 2 полностью обеспечиваются работой топливного насоса с механическим приводом 2 для подачи необходимого расхода зо топлива в КС двигателя и создания необходимого давления рабочей жидкости для работы гидроприводных агрегатов. При этом топливный насос с электрическим приводом 1 в зависимости от потребностей двигателя может быть выключен, либо работать в замкнутом контуре с пониженной подачей, либо подключаться к подаче топлива в КС, либо для поддержания необходимых параметров давления и температуры топлива в особых условиях.
Контроллер 4 по показаниям измерений датчиков 6 управляет подключением и режимами работы топливного насоса с электрическим приводом 1 и дозатором/распределителем топлива 3. Дозатор/распределитель топлива 3 обеспечивает дозирование топлива в КС и распределение топлива по топливной системе.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными признаками, позволяет исключить ограничения по расходу и давлению топлива по частоте вращения при запуске газотурбинного двигателя, снизить величины подогрева топлива от топливного насоса с нерегулируемой производительностью топливного насоса с механическим приводом на основных режимах с низким расходом топлива, повысить отказоустойчивость двигателя по функциональному отказу
«самопроизвольное выключение», обеспечить условия для достижения длительных ресурсов топливных насосов за счет распределения функций по разным режимам работы газотурбинного двигателя и по длительности включения, получить оптимальные массогабаритные параметры топливных насосов.

Claims

Формула изобретения
Способ создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный насос с механическим приводом от коробки приводов, дозатор/распределитель топлива, контроллер, датчики, заключающийся в том, что обеспечивают работу топливной системы и газотурбинного двигателя подачей топлива от насоса с электрическим приводом до 40% от максимальной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, постепенно снижают частоту вращения топливного насоса с электрическим приводом, и/или открывают перепуск топлива с выхода насоса с электрическим приводом на вход в топливную систему, при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя более 40% обеспечивают необходимый расход топлива подачей от топливного насоса с механическим приводом и от топливного насоса с электрическим приводом, на этапах работы топливного насоса с электрическим приводом в топливной системе, кроме необходимого расхода топлива в камеру сгорания, дополнительно обеспечивают необходимые давление и расход топлива для работы гидроприводных агрегатов и агрегатов распределения топлива, после завершения запуска газотурбинного двигателя и достижения газотурбинным двигателем режима малого газа насос с электрическим приводом переводят в дежурный автономный режим с пониженным напором или выключают, режим земного малого газа и все режимы двигателя с частотами вращения ротора газотурбинного двигателя и приводного вала топливного насоса с механическим приводом более чем на режиме земного малого газа обеспечивают работой топливного насоса с механическим приводом для подачи необходимого расхода топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и создания необходимого расхода и давления топлива для работы гидроприводных агрегатов, дополнительно, на режимах работы газотурбинного двигателя при частотах вращения ротора газотурбинного двигателя выше 40% и возникновении условий с недостаточным давлением топлива на входе или выходе топливного насоса с механическим приводом, а также при температуре топлива на входе в насос с механическим приводом ниже +10°С включают и/или увеличивают частоту вращения ротора для топливного насоса с электрическим приводом и поддерживают давления или температуру топлива на необходимом уровне.
PCT/RU2018/000646 2017-10-05 2018-10-03 Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя WO2019070160A1 (ru)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP18864776.2A EP3693577A4 (en) 2017-10-05 2018-10-03 OPERATING PROCEDURE FOR THE FUEL SUPPLY SYSTEM OF A GAS TURBINE ENGINE
US16/754,023 US20210254552A9 (en) 2017-10-05 2018-10-03 Method for the creation of the required pressure and fuel flow rate in the fuel system of the gas turbine engine
CN201880065302.3A CN111655993B (zh) 2017-10-05 2018-10-03 用于运行燃气涡轮发动机的燃料系统的方法
CA3078274A CA3078274C (en) 2017-10-05 2018-10-03 Method for creating a required pressure and fuel flow rate in a fuel system of a gas turbine engine
JP2020541334A JP7123150B2 (ja) 2017-10-05 2018-10-03 ガスタービンエンジンの燃料系統における必要な圧力および燃料流量の創出方法

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135495 2017-10-05
RU2017135495A RU2674806C1 (ru) 2017-10-05 2017-10-05 Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2019070160A1 true WO2019070160A1 (ru) 2019-04-11

Family

ID=64753114

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2018/000646 WO2019070160A1 (ru) 2017-10-05 2018-10-03 Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20210254552A9 (ru)
EP (1) EP3693577A4 (ru)
JP (1) JP7123150B2 (ru)
CN (1) CN111655993B (ru)
CA (1) CA3078274C (ru)
RU (1) RU2674806C1 (ru)
WO (1) WO2019070160A1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2329387C2 (ru) 2006-05-10 2008-07-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Система топливопитания газотурбинного двигателя
US20130192679A1 (en) * 2012-02-01 2013-08-01 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel preheating using electric pump
RU2507406C1 (ru) * 2012-08-14 2014-02-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Система подачи топлива в газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3696612A (en) * 1970-12-30 1972-10-10 Westinghouse Electric Corp Fuel pump system for gas turbines
US6836086B1 (en) * 2002-03-08 2004-12-28 Hamilton Sundstrand Corporation Controlled starting system for a gas turbine engine
US7216487B2 (en) * 2004-09-16 2007-05-15 Hamilton Sundstrand Metering demand fuel system for gas turbine engines
FR2882095B1 (fr) * 2005-02-17 2011-05-06 Hispano Suiza Sa Alimentation en carburant d'un moteur d'aeronef
FR2923871B1 (fr) * 2007-11-19 2013-11-08 Hispano Suiza Sa Surveillance d'une pompe haute-pression dans un circuit d'alimentation en carburant d'une turbomachine.
FR2925594B1 (fr) * 2007-12-20 2014-05-16 Hispano Suiza Sa Systeme de regulation d'une turbomachine
US8127548B2 (en) * 2008-02-21 2012-03-06 Honeywell International Inc. Hybrid electrical/mechanical turbine engine fuel supply system
US8276360B2 (en) * 2009-05-22 2012-10-02 Hamilton Sundstrand Corporation Dual-pump fuel system and method for starting a gas turbine engine
US9316157B2 (en) * 2012-02-01 2016-04-19 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel system for starting an APU using a hybrid pump arrangement
CN104395595B (zh) * 2012-07-05 2018-02-13 联合工艺公司 使用电动泵的燃料预热
EP3137756B1 (fr) * 2014-04-28 2018-04-18 Safran Aircraft Engines Circuit d'alimentation en fluide de géometries variables de turbomachine sans pompe volumétrique
US9512783B2 (en) * 2014-11-14 2016-12-06 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft fuel 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
GB2573585A (en) * 2018-05-08 2019-11-13 Eaton Intelligent Power Ltd A fuel boost pump assembly for an aircraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2329387C2 (ru) 2006-05-10 2008-07-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Система топливопитания газотурбинного двигателя
US20130192679A1 (en) * 2012-02-01 2013-08-01 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel preheating using electric pump
US9206775B2 (en) 2012-02-01 2015-12-08 United Technologies Corporation Fuel preheating using electric pump
RU2507406C1 (ru) * 2012-08-14 2014-02-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Система подачи топлива в газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания

Also Published As

Publication number Publication date
CA3078274C (en) 2022-11-29
JP7123150B2 (ja) 2022-08-22
EP3693577A4 (en) 2021-06-30
US20200325824A1 (en) 2020-10-15
CN111655993B (zh) 2023-09-15
EP3693577A1 (en) 2020-08-12
JP2020536196A (ja) 2020-12-10
CN111655993A (zh) 2020-09-11
CA3078274A1 (en) 2019-04-11
RU2674806C1 (ru) 2018-12-13
US20210254552A9 (en) 2021-08-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1726879B1 (en) Reduced-weight fuel system for a gas turbine engine, gas turbine engine including such a system, and method of providing fuel to such a gas turbine engine
CN108137162B (zh) 具有可变速比的辅助动力单元
US10487733B2 (en) Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
JP6609566B2 (ja) マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ
CN105593493B (zh) 用于优化双发动机直升机的比耗量的方法
KR102318629B1 (ko) 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성, 및 대응하는 헬리콥터
US8276360B2 (en) Dual-pump fuel system and method for starting a gas turbine engine
KR20130140023A (ko) 항공기 가스 터빈으로 인가되는 전기의 발생을 제어하기 위한 방법 및 상기 방법을 구현하는 장치
RU2660725C2 (ru) Система и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата
US20200056551A1 (en) Aircraft engine idle suppressor and method
US20190112987A1 (en) Electric cruise pump system
US20170096936A1 (en) Gas turbine assembly
EP2541024B1 (en) APU fuel system and method
WO2019070160A1 (ru) Способ работы топливной системы газотурбинного двигателя
JP2015095976A (ja) 系統安定化発電システム
US20200232409A1 (en) Method of using backflow from common-rail fuel injector
RU2821280C1 (ru) Система топливопитания и механизации компрессора газотурбинного двигателя
RU2506433C2 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2639260C1 (ru) Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем
RU2358119C1 (ru) Винтовентиляторный авиационный двигатель
POWER 3. iIlil

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18864776

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 3078274

Country of ref document: CA

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020541334

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018864776

Country of ref document: EP

Effective date: 20200506