Система зажигания камеры сгорания газотурбинного двигателя - RU2017113350A
Код документа: RU2017113350A
Формула
1. Система зажигания камеры (2) сгорания газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащая
множество пусковых форсунок (21a,21b,31a,31b), выходящих в упомянутую камеру (2) сгорания и выполненных с возможностью впрыска топлива в упомянутую камеру (2) сгорания во время фазы инициации горения,
контур питания топливом упомянутых пусковых форсунок (21a,21b,31a,31b), называемый пусковым контуром (6),
множество главных форсунок (12), выходящих в упомянутую камеру (2) сгорания и выполненных с возможностью впрыска топлива в упомянутую камеру (2) сгорания для подержания горения после инициации горения упомянутыми пусковыми форсунками (21a,21b,31a,31b),
отличающаяся тем, что упомянутый пусковой контур (6) содержит:
первый подконтур, называемый первичным пусковым контуром (20), выполненный с возможностью питания топливом части упомянутого множества пусковых форсунок, называемых первичными пусковыми форсунками (21a,21b),
второй подконтур, называемый вторичным пусковым контуром (30), выполненный с возможностью питания топливом другой части упомянутого множества пусковых форсунок, называемых вторичными пусковыми форсунками (31a,31b),
и тем, что упомянутый первичный пусковой контур (20) и упомянутый вторичный пусковой контур (30) содержат, каждый, пусковой электроклапан (22,32), выполненный с возможностью управления при помощи блока управления таким образом, чтобы обеспечивать или блокировать питание топливом упомянутых первичных и вторичных пусковых форсунок (21a,21b,31a,31b).
2. Система зажигания по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутыми электроклапанами (22,32) управляет блок управления в соответствии с последовательной или одновременной процедурой, при этом выбор процедуры зависит от условий полета упомянутого летательного аппарата.
3. Система зажигания по одному из пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что блок управления управляет упомянутыми электроклапанами (22,32) таким образом, чтобы на земле использовать каждый пусковой контур поочередно при каждом полете, ограничивая таким образом возможную скрытую неисправность только одним полетом.
4. Система зажигания по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что каждая пусковая форсунка (21a,21b,31a,31b) связана с топливной рампой питания форсунки, при этом упомянутая рампа питания первичной пусковой форсунки имеет меньший объем, чем упомянутая рампа питания вторичной пусковой форсунки, чтобы быстрее заполняться топливом.
5. Система зажигания по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что содержит свечу (23a,23b,33a,33b), выполненную с возможностью выдавать искру, позволяющую воспламенить топливо в упомянутой камере (2) сгорания напротив каждой пусковой форсунки.
6. Система зажигания по одному из пп. 1-5, отличающаяся тем, что содержит две первичные пусковые форсунки (21a,21b) и две вторичные пусковые форсунки (31a,31b).
7. Газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания, отличающийся тем, что содержит систему зажигания упомянутой камеры сгорания по одному из пп. 1-6.
8. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель по п. 7.
