Топливная система

Авторы патента:

Л. С. Аринушкин, В. И. Думов, Н. В. Крылова , Ж. Н. Мироиова

F02C7/236 - система подачи топлива с двумя и более насосами

О П И С А Н И Е t99685

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союа Советских

Социалистических

Реолублик

Зависимое от авт. свидетельства № 183606

Заявлено 04.V1.1965 (№ 1012148/40-23) с присоединением заявки №вЂ”

Приоритет

Опубликовано 13.Ч11.1967. Бюллстень № 15

Дата опубликования описания 8.IX.1967

Кл. 62с, 14/01

МПК В 64d

УДК 629.13.01 (088.8) Комитет ll0 делам каобретений и открытий при Совете Министров

СССР с.у1 .-v óÄ,ó

Л. С. Арииушкии, В. И. думов, Н. В Крылова и Ж. Н. Миро )иа, i/

Б)тБ .у. ° вв;у f д

Авторы изобретения

Заявитель

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Основное авт .св. № 183606 выдано на топливную систему для питания двигателей летательных аппаратов. Эта система состоит из топливорегулирующей аппаратуры и топливных баков с установленными в них гидротурбонасосами подкачки и перекачки топлива, вход в турбину которых связан с насосом, приводимым двигателем, а выход из турбины вЂ” с напорной магистралью подкачивающих и перекачивающих насосов.Особенность предлагаемой топливной системы состоит в том, что выходные трубопроводы турбин гидроприводов перекачивающих насосов объединены в общую магистраль, соединенную с напорной магистралью подкачивающих насосов.

При такой конструкции топливной системы повышается ее экономичность и уменьшается вес.

На чертеже схематически изображена предлагаемая топливная система.

B топливных баках 1, 2 установлены перекачивающие насосы 8 с турбинными гидроприводами 4.

Напорные магистрали 5 перекачивающих насосов сообщаются с расходным топливным баком б, в котором смонтирован подкачивающий насос 7 с турбинным гидроприводом 8.

Входные трубопроводы турбин через общую магистраль 9 сообщаются с высоконапорной магистралью двухступенчатого двигательного насоса 10, первая ступень которого соединена трубопроводом 11 с топливорегулирующей аппаратурой 12 двигателя 18.

Выходные патрубки турбин подкачивающих и перекачивающих насосов объединены в общую магистраль 14, соединенную с магистралью подкачивающего насоса, по которой топливо подается к двигательному насосу 10.

Топливо из баков 1 и 2 перекачивающими насосами подается в расходный бак б, из которого подкачивающим насосом 7 оно подается к насосу 10, а от него поступает к топливорегулирующей аппаратуре двигателя 18.

От второй ступени насоса 10 топливо с высоким давлением подается в турбины перекачивающих и подкачивающих насосов, а затем через общий коллектор сбрасывается в напорную магистраль подкачивающего насоса.

Во избежание большого нагрева топливо

:через клапан 15 частично перепускается по трубопроводу 16 в расходный бак.

Предмет изобретения

Топливная система по авт. св. № 183606, отличающаяся тем, что, с целью повышения ее экономичности, выходные трубопроводы турбин гидроприводов перекачивающих насосов объединены общей магистралью, соеди30 пенной с напорной магистралью подкачивающих насосов.

199685

Составитель В. И. Гуслянников

Редактор Л. В. Калашникова Техред T. П. Курилко Корректоры: В. В. Крылова и И. Л. Кириллова

Заказ 2903/6 Тираж 535 Подписное

ЦНИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Ссвете Министров СССР

Москва, Центр, пр. Серова, д. 4

Типография, пр. Сапунова, 2

Похожие патенты:

Патент 198836 // 198836

Узел силовой кол\пенсации // 180923

Ограничитель числа оборотов авиационного топливного турбонасоса // 133306

Двигатель внутреннего сгорания // 2140000

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении

Устройство для подачи топлива в камеру сгорания // 204839

Устройство для запуска турбореактивного двигателя // 240407

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2507407

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания. При этом но меньшей мере один из насосов является основным топливоподающим насосом, а другой выполняет функцию вспомогательного. Вход и выход каждого насоса соединены обводным топливным каналом с клапаном, управляющим перетоком по этому каналу. Электропривод основного насоса имеет возможность поддержания заданного расхода топлива в камеру сгорания регулированием частоты вращения ротора электродвигателя или силы тока в его силовых обмотках. Регулятор подачи топлива в камеру сгорания выполнен цифровым и связан выходами с клапанами и собственными входами работы электроприводов по частоте вращения ротора и силе тока, и выполнен с задействованием входа электропривода основного насоса по частоте вращения ротора, а при его отказе - задействованием входа по току в силовых обмотках электродвигателя. Технический результат - сохранение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с электроприводными насосами низкого и высокого давления при отказе любого из насосов и организация ресурсосберегающих режимов их работы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Авиационный двигатель с охлаждением электрического пускового устройства // 2515912

Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления. Двигатель включает электрическое устройство (40) для запуска двигателя и охлаждающее устройство для электрического пускового устройства, соединенное с насосным устройством для охлаждения топлива путем циркуляции. Охлаждающее устройство (54, 56, 58) снабжается топливом с помощью насоса (50), имеющего вход, соединенный с насосным устройством выше по потоку от насоса (26) высокого давления, и которое приводится в действие с помощью электрического мотора (52) независимо от насоса (26) высокого давления. Обеспечивается достаточная скорость потока охлаждающего топлива при низкой скорости без переразмеренности производительности насоса высокого давления, что выражается в меньшей громоздкости и меньшей сложности внедрения, чем добавление насоса, приводимого в действие механическим путем с помощью двигателя. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2531840

Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем. Элемент гидравлического переключения вставлен между соответствующими выходами насосов. Этот элемент делает возможным в одном положении объединять потоки сброса из двух насосов, чтобы подать топливо под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, и в другом положении сбрасывать часть или весь поток сброса из первого насоса в линию подачи низкого давления, элемент электронного управления переключением служит для того, чтобы перемещать элемент гидравлического переключения из одного положения в другое. Технический результат изобретения - упрощение и повышение надежности подачи топлива для авиационного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Контур подачи топлива для авиационного двигателя // 2532081

Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива. В зависимости от положения плунжера привода впускное отверстие привода может быть соединено с выпускным отверстием высокого давления, соединенным с выходным отверстием второго насоса, или выпускным отверстием низкого давления, соединенным с линией подачи низкого давления. Блок дозирования топлива снабжен сквозными секциями, при этом одна из этих сквозных секций соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и другая сквозная секция соединена с выходным отверстием насосной системы высокого давления и ведет к пусковой камере высокого давления гидравлического привода. Технический результат изобретения - повышение надежности дозирования топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил. .

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2619518

Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива. Технический результат изобретения – обеспечение работоспособности двухступенчатой системы подачи топлива с поддержанием допустимой точности дозирования топлива при отказе любого из насосов низкого и высокого давления или их электроприводов. 1 ил.

Системы подачи топлива летательного аппарата // 2627883

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер. Для подачи топлива из топливного бака к силовой установке ЛА используют насосы, расположенные ниже и выше по потоку соответственно, управляют насосом при падении абсолютного давления на впуске в расположенный ниже насос или рядом с ним ниже заданного порогового значения. Обеспечивается необходимое давление для подачи топлива. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система подачи топлива в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя // 2636360

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе - аварийных. Система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы и упрощение ее конструкции. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.