RU2287074C2 - Device to control oil system of gas-turbine - Google Patents
Device to control oil system of gas-turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2287074C2 RU2287074C2 RU2004137178/06A RU2004137178A RU2287074C2 RU 2287074 C2 RU2287074 C2 RU 2287074C2 RU 2004137178/06 A RU2004137178/06 A RU 2004137178/06A RU 2004137178 A RU2004137178 A RU 2004137178A RU 2287074 C2 RU2287074 C2 RU 2287074C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- output
- input
- threshold
- engine
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 34
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims description 76
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 claims description 7
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 3
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 3
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 2
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000011664 signaling Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к устройствам управления маслосистемой авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя для обеспечения эффективного охлаждения его элементов маслом. Изобретение также может быть использовано в транспортных газотурбинных установках морского и наземного применения и в газотурбинных приводах для энергетики и магистральных газопроводов.The invention relates to the field of gas turbine engine building, and in particular to devices for controlling the oil system of an aircraft dual-circuit turbojet engine to ensure efficient cooling of its elements with oil. The invention can also be used in transport gas turbine installations of sea and land applications and in gas turbine drives for energy and main gas pipelines.
Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляный бак, топливомасляный теплообменник, предназначенный для охлаждения масла, которое смазывает и охлаждает элементы двигателя, перепускной клапан, маслонасосы, маслофильтры, трубопроводы для подвода и отвода масла между элементами маслосистемы и двигателя, датчики и сигнализаторы для индикации параметров маслосистемы в кабине экипажа [1].A known oil system of an aircraft gas turbine engine containing an oil tank, a fuel-oil heat exchanger for cooling oil, which lubricates and cools engine elements, an overflow valve, oil pumps, oil filters, pipelines for supplying and discharging oil between elements of the oil system and engine, sensors and signaling devices for indicating parameters oil systems in the cockpit [1].
В известной маслосистеме используется циркуляционная схема смазки, в которой все масляные полости являются замкнутыми и масло для смазывания и охлаждения деталей двигателя используется многократно после откачки, отделения воздуха, очистки и охлаждения в теплообменнике. В случае засорения масляной полости теплообменника продуктами износа поверхностей трения двигателя происходит повышение гидравлического сопротивления масляной полости, включается перепускной клапан, обеспечивая перетекание масла в маслосистему, минуя теплообменник. Таким образом, при отсутствии засорения (исправной работе двигателя) подача масла в охлаждающую полость теплообменника осуществляется постоянно и независимо от режима работы двигателя. Эта особенность - постоянная подача масла в теплообменник, независимо от режима работы для ряда типов двигателей является недостатком.In the known oil system, a circulation lubrication circuit is used in which all oil cavities are closed and oil for lubricating and cooling engine parts is used repeatedly after pumping, air separation, cleaning and cooling in the heat exchanger. In case of clogging of the oil cavity of the heat exchanger by the products of wear of the friction surfaces of the engine, the hydraulic resistance of the oil cavity increases, the bypass valve is turned on, allowing the oil to flow into the oil system, bypassing the heat exchanger. Thus, in the absence of clogging (good engine operation), oil is supplied to the cooling cavity of the heat exchanger continuously and independently of the engine operation mode. This feature - a constant supply of oil to the heat exchanger, regardless of the operating mode for a number of types of engines is a drawback.
Наиболее близким к заявляемому устройству является маслосистема авиационного двигателя ПС-90А, включающая топливомасляный теплообменник, клапан перепуска масла, датчик температуры масла, используемый в системе диагностики и датчик частоты вращения ротора высокого давления nвд, используемый в системе управления [2].Closest to the claimed device is the oil system of the aircraft engine PS-90A, including a fuel-oil heat exchanger, an oil bypass valve, an oil temperature sensor used in the diagnostic system and a high pressure rotor speed sensor n vd used in the control system [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является высокий уровень разогрева масла в опорах и низкая величина расхода топлива в камеру сгорания двигателя, в результате чего, для условий работы двигателя на малом газе, вследствие теплоотдачи от нагретых деталей двигателя и из-за своего малого потребного количества, топливо в трубопроводах нагревается до температур выше допустимых как для топлив, так и для агрегатов. Таким образом, на низких режимах работы двигателя в известной маслосистеме охлаждение масла топливом недостаточно. Кроме того, повышенная температура масла на входе в подшипник может привести к перегреву подшипника, и как следствие, к снижению его срока службы, а в ряде случаев к заклиниванию и отказу двигателя в полете.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the high level of heating of the oil in the bearings and low fuel consumption in the engine combustion chamber, as a result of which, for conditions of engine operation on low gas, due to heat transfer from heated engine parts and because of its small required quantities, the fuel in the pipelines is heated to temperatures above the allowable for both fuels and aggregates. Thus, at low engine operating modes in the known oil system, oil cooling with fuel is not enough. In addition, the increased temperature of the oil at the inlet to the bearing can lead to overheating of the bearing, and as a result, to a decrease in its service life, and in some cases to jamming and engine failure in flight.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя путем поддержания заданного теплового состояния маслосистемы в более широком диапазоне эксплуатационных режимов двигателя за счет повышения качества (точности) регулирования температурного состояния масла на основе прямых измерений температур масла, топлива и параметра полета самолета с одновременным повышением экономичности двигателя.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase engine reliability by maintaining a given thermal state of the oil system in a wider range of engine operating conditions by improving the quality (accuracy) of regulating the temperature state of the oil based on direct measurements of oil, fuel and flight parameter aircraft while improving engine efficiency.
Сущность технического решения заключается в том, что устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя, включающее топливомасляный теплообменник, клапан перепуска масла, датчик температуры масла, датчик частоты вращения ротора высокого давления nвд, согласно изобретению, дополнительно содержит заслонку отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник из наружного контура двигателя, датчик температуры топлива, датчик параметра внешних условий полета, первое, второе, третье и четвертое пороговые устройства, при этом выход датчика частоты вращения ротора высокого давления nвд соединен с входом первого порогового устройства, выход датчика температуры масла соединен с входом второго порогового устройства, выход датчика температуры топлива соединен с входом третьего порогового устройства, выход датчика параметра внешних условий полета соединен с входом четвертого порогового устройства, при этом выход первого, второго и третьего пороговых устройств подключены на вход логического блока «ИЛИ», а выходы второго, третьего и четвертого пороговых устройств подключены на вход логического блока «И», при этом выход логического блока «ИЛИ» подключен к клапану перепуска масла, а выход логического блока «И» подключен к заслонке отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник. В качестве параметра внешних условий полета используется высота полета самолета. В качестве параметра внешних условий полета используется давление воздуха на входе в двигатель.The essence of the technical solution lies in the fact that the device for controlling the oil system of a gas turbine engine, including a fuel-oil heat exchanger, an oil bypass valve, an oil temperature sensor, a rotational speed sensor of a high pressure rotor n vd , according to the invention, further comprises a shutter for sampling the air entering the air-oil heat exchanger from the outside engine loop, fuel temperature sensor, external flight conditions parameter sensor, first, second, third and fourth threshold devices, p and the output of the high-pressure rotor speed sensor n tm connected to the input of the first threshold device, the temperature sensor output oil connected to the input of the second threshold device, the fuel temperature sensor output is connected to the input of the third threshold devices, external conditions parameter sensor output flight connected to the input of the fourth threshold device, while the output of the first, second and third threshold devices are connected to the input of the logical block "OR", and the outputs of the second, third and fourth threshold The devices are connected to the input of the logic block “AND”, while the output of the logic block “OR” is connected to the oil bypass valve, and the output of the logic block “AND” is connected to the air intake damper entering the air-oil heat exchanger. The altitude of the aircraft is used as a parameter of the external flight conditions. The air pressure at the engine inlet is used as a parameter of the external flight conditions.
Использование предлагаемого изобретения обеспечивает оптимальные условия работы двигателя путем включения/выключения клапана перепуска масла и заслонки отбора воздуха в функционально-логической последовательности, что обеспечивает поддержание температуры масла в диапазоне, обеспечивающем максимальный отвод тепла и сохранение эффективной смазки, а также ограничение предельной температуры топлива, что в целом повышает надежность и экономичность двигателя.The use of the present invention provides optimal engine operating conditions by turning on / off the oil bypass valve and the air bleed valve in a functional logical sequence, which ensures that the oil temperature is maintained in a range that ensures maximum heat dissipation and maintains effective lubrication, as well as limiting the maximum fuel temperature, which generally improves engine reliability and efficiency.
На чертеже представлена схема заявляемого устройства.The drawing shows a diagram of the inventive device.
Блок 1 - датчик частоты вращения ротора высокого давления nвд.Block 1 - speed sensor of the high pressure rotor n vd .
Блок 2 - датчик температуры масла Тм.Block 2 - oil temperature sensor T m
Блок 3 - датчик температуры топлива Ттопл.Block 3 - fuel temperature sensor T fuel .
Блок 4 - датчик параметра внешних условий полета самолета.Block 4 - sensor parameter of the external flight conditions of the aircraft.
Блок 5 - первое пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной частоты вращения nвд с соответствующим пороговым значением nвд порог. Величина nвд порог соответствует такому режиму работы двигателя, при котором с ростом nвд температура топлива всегда ниже температуры масла. Величина nвд порог - величина постоянная и для каждого типа двигателя имеет свое фиксированное значение (например, для двигателя типа ПС-90А значение nвд порог≈80%). При nвд>nвд порог на выходе блока 5 формируется логический сигнал, перепускной клапан отключается и осуществляется подача масла в топливомасляный теплообменник.Block 5 is the first threshold device in which the measured rotation speed n vd is compared with the corresponding threshold value n vd threshold . The value of n id threshold corresponds to a mode of operation of the engine in which with increasing n id the temperature of the fuel is always lower than the temperature of the oil. The value n tm threshold - value constant for each type of engine has a fixed value (e.g., threshold value vd n ≈80% for the engine PS-90A). When n tm> n tm threshold at the output of block 5 is formed by a logic signal, the bypass valve is turned off and is carried in the oil supply toplivomaslyany exchanger.
Блок 6 - второе пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной температуры масла Тм с соответствующим пороговым значением Тм порог величина Тм порог соответствует такой температуре масла, выше которой возможен перегрев и нарушение условий штатной работы подшипников. При Тм>Тм порог на выходе второго порогового устройства формируется логический сигнал.Block 6 is a second threshold device in which the measured oil temperature T m is compared with the corresponding threshold value T m threshold. The value of T m threshold corresponds to the oil temperature above which overheating and violation of the standard conditions of bearings are possible. When T m > T m the threshold at the output of the second threshold device is formed by a logical signal.
Блок 7 - третье пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной температуры топлива Ттопл с соответствующим пороговым значением Ттопл порог. Величина Ттопл порог соответствует такой температуре топлива, выше которой возможен перегрев в топливной системе двигателя. При Ттопл.<Ттопл порог на выходе третьего порогового устройства формируется логический сигнал.Block 7 is a third threshold device in which the measured fuel temperature T fuel is compared with the corresponding threshold value T fuel threshold . The value of T fuel threshold corresponds to a temperature of fuel above which overheating in the fuel system of the engine is possible. At T topl. <T fuel threshold at the output of the third threshold device, a logical signal is generated.
Блок 8 - четвертое пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение параметра внешних условий полета самолета с соответствующим пороговым значением, при котором не происходит подачи воздуха из наружного контура двигателя в воздухомасляный теплообменник. При превышении параметра внешних условий полета заданного значения на выходе четвертого порогового устройства формируется логический сигнал.Block 8 is the fourth threshold device in which the parameter of the external conditions of the flight of the aircraft is compared with the corresponding threshold value at which there is no air supply from the external circuit of the engine to the air-oil heat exchanger. When the parameter of the external flight conditions exceeds the set value, a logical signal is generated at the output of the fourth threshold device.
Блок 9 - первый логический блок, работающий по схеме «И», который имеет два входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 6 и 7, и один выход. На выходе блока 9 формируется логический сигнал при одновременном наличии на двух входах блока 9 логических сигналов.Block 9 is the first logical block operating according to the “AND” scheme, which has two inputs to which output signals from blocks 6 and 7 are received, and one output. At the output of block 9, a logical signal is generated with the simultaneous presence of logic signals at two inputs of block 9.
Блок 10 - логический блок, работающий по схеме «ИЛИ», который имеет два входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 5 и 9, и один выход. На выходе блока 10 формируется логический сигнал при наличии на любом из входов блока 10 хотя бы одного логического сигнала. Сформированный на выходе блока 10 логический сигнал обеспечивает выключение перепускного клапана 12.Block 10 is a logical block operating according to the "OR" scheme, which has two inputs that receive output signals from blocks 5 and 9, and one output. At the output of block 10, a logical signal is generated if there is at least one logical signal at any of the inputs of block 10. The logical signal generated at the output of block 10 provides the shutdown of the bypass valve 12.
Блок 11 - второй логический блок, работающий по схеме «И», который имеет три входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 6, 7 и 8, и один выход. На выходе блока 11 формируется логический сигнал при одновременном наличии на всех его входах логических сигналов. Сформированный на выходе блока 11 логический сигнал обеспечивает закрытие заслонки 16 отбора воздуха и прекращение подачи воздуха в воздухомасляный теплообменник 15.Block 11 is the second logical block operating according to the “AND” scheme, which has three inputs to which the output signals from blocks 6, 7 and 8, and one output. At the output of block 11, a logical signal is generated with the simultaneous presence of logical signals at all its inputs. The logical signal generated at the output of block 11 ensures the closing of the air intake flap 16 and the cessation of air supply to the air-oil heat exchanger 15.
Блок 12 - клапан перепуска масла. При наличии логического сигнала на выходе блока 10 клапан выключается и обеспечивается подача масла в топливомасляный теплообменник.Block 12 - oil bypass valve. If there is a logical signal at the output of block 10, the valve turns off and oil is supplied to the fuel-oil heat exchanger.
Блок 13 - топливомасляный теплообменник.Block 13 - fuel oil heat exchanger.
Блок 14 - обводной канал, по которому масло, минуя теплообменник, перетекает в масляную полость двигателя.Block 14 - a bypass channel through which oil, bypassing the heat exchanger, flows into the oil cavity of the engine.
Блок 15 - воздухомасляный теплообменник, воздух в который поступает из наружного контура двигателя при открытом положении заслонки отбора воздуха.Block 15 - air-oil heat exchanger, the air into which comes from the external circuit of the engine when the air intake flap is open.
Блок 16 - заслонка отбора воздуха.Block 16 - air bleed flap.
Блок 17 - двигатель.Block 17 - the engine.
Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом. На неработающем двигателе (nвд=0%) клапан перепуска масла 12 обеспечивает перепуск масла через обводной канал 14. Заслонка отбора воздуха 16 открыта и обеспечивает прохождение воздуха из наружного контура двигателя в воздухомасляный теплообменник 15, происходит измерение частоты вращения ротора высокого давления nвд, температуры масла Тм, температуры топлива Ттопл, параметра внешних условий полета самолета и их сравнение с соответствующими значениями пороговых устройств. В процессе запуска двигателя, его выхода на режим малого газа (для ПС-90А частота вращения ротора высокого давления nвд на малом газе ≈67%) и по мере увеличения режима летчиком происходит рост параметра nвд, изменение температуры масла Тм и температуры топлива Ттопл. Воздух под давлением, создаваемым вентилятором двигателя, поступает из наружного контура в воздухомасляный теплообменник 15. При достижении nвд своего порогового значения или одновременном наличии своих пороговых значений параметрам Тм, Ттопл на выходе блока 10 формируется логический сигнал. Сформированный на выходе блока 10 логический сигнал обеспечивает отключение клапана перепуска масла 12 и масло поступает в топливомасляный теплообменник 13, где происходит его охлаждение топливом. После осуществления взлета и по мере набора высоты параметр внешних условий полета достигает своего порогового значения, и если одновременно температура масла Тм, температура топлива Ттопл не превышают своих пороговых значений, на выходе блока 11 формируется логический сигнал. В качестве параметра внешних условий работы может служить высота полета самолета Н, давление воздуха на входе в двигатель Рвх или любой сигнал, свидетельствующий о наличии крейсерского режима полета самолета. Сформированный на выходе блока 11 логический сигнал обеспечивает закрытие заслонки 16, которая прекращает отбор воздуха в воздухомасляный теплообменник 15, что повышает экономичность двигателя на крейсерском режиме полета без ухудшения теплового состояния маслосистемы. На крейсерском режиме полета (М=0,8; Н=9 км) температура масла Тм или температура топлива Ттопл может увеличиться свыше своих заданных значений. В этом случае на выходе блока 11 логический сигнал снимается, заслонка 16 открывается, что обеспечивает подачу воздуха в воздухомасляный теплообменник 15. На этапе снижения полета параметр внешних условий полета становится ниже своего порогового значения, и независимо от Тм или Ттопл, логический сигнал с выхода блока 11 снимается, заслонка 16 открывается и воздух из наружного канала двигателя постоянно поступает в воздухомасляный теплообменник 15 (до окончания полета). По мере уменьшения летчиком режима работы двигателя происходит снижение параметров nвд, температуры масла Тм, температуры топлива Ттопл. При достижении nвд значения ниже nвд порог или одновременном достижении параметров Тм, Ттопл своих пороговых значений на выходе 11 логический сигнал снимается. В результате обеспечивается включение перепускного клапана 11, и масло поступает в масляную систему двигателя через обводной канал 14.The operation of the claimed device is as follows. On an idle engine (n vd = 0%), the oil bypass valve 12 provides oil bypass through the bypass channel 14. The air sampling flap 16 is open and allows air to pass from the external circuit of the engine to the air-oil heat exchanger 15, the speed of the high pressure rotor nd is measured, oil temperature T m , fuel temperature T fuel , the parameter of the external flight conditions of the aircraft and their comparison with the corresponding values of threshold devices. In the process of starting the engine, its output on the idle mode (for PS-90A speed n tm high-pressure rotor to the small gas ≈67%) and increasing the pilot mode occurs tm growth parameter n, oil temperature variation T m and fuel temperature T topl . Air under the pressure generated by the engine fan enters from the external circuit into the air-oil heat exchanger 15. Upon reaching n in its threshold value or at the same time having its own threshold values for the parameters T m , T fuel , a logical signal is generated at the output of block 10. The logical signal generated at the output of block 10 ensures that the oil bypass valve 12 is turned off and the oil enters the fuel-oil heat exchanger 13, where it is cooled by fuel. After takeoff and as you climb, the parameter of the external flight conditions reaches its threshold value, and if at the same time the oil temperature T m , the fuel temperature T fuel do not exceed their threshold values, a logic signal is generated at the output of block 11. The altitude of the flight of the aircraft N, the air pressure at the inlet to the engine P in, or any signal indicating the presence of a cruising flight mode of the aircraft can serve as a parameter of the external operating conditions. The logical signal generated at the output of block 11 ensures the closing of the shutter 16, which stops the selection of air into the air-oil heat exchanger 15, which increases the efficiency of the engine during the cruise flight mode without affecting the thermal state of the oil system. At cruising flight mode (M = 0.8; H = 9 km), the oil temperature T m or the fuel temperature T fuel may increase above its predetermined values. In this case, at the output of block 11, the logical signal is removed, the shutter 16 opens, which ensures air supply to the air-oil heat exchanger 15. At the stage of flight reduction, the parameter of external flight conditions becomes lower than its threshold value, and regardless of T m or T fuel , the logical signal with the output of block 11 is removed, the shutter 16 opens and air from the external channel of the engine constantly enters the air-oil heat exchanger 15 (until the end of the flight). As the pilot decreases the engine operating mode, the parameters n vd , oil temperature T m , fuel temperature T fuel decrease . When reaching n vd values lower than n vd threshold or at the same time reaching the parameters T m , T topl their threshold values at the output 11, the logical signal is removed. The result is the inclusion of the bypass valve 11, and the oil enters the oil system of the engine through the bypass channel 14.
Источники информацииInformation sources
1. С.А.Вьюнов и др. «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», М., Машиностроение, 1989 г, стр.524-528.1. S. A. Vyunov and others. "Design and engineering of aircraft gas turbine engines", M., Mechanical Engineering, 1989, pp. 544-528.
2. В.А.Пивоваров, «Авиационный двигатель ПС-90А», М., 1989 г., стр.32, 33, 40, рис.3.1 - прототип.2. V.A. Pivovarov, “Aircraft engine PS-90A”, M., 1989, p. 32, 33, 40, Fig. 3.1 - prototype.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004137178/06A RU2287074C2 (en) | 2004-12-20 | 2004-12-20 | Device to control oil system of gas-turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004137178/06A RU2287074C2 (en) | 2004-12-20 | 2004-12-20 | Device to control oil system of gas-turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004137178A RU2004137178A (en) | 2006-05-27 |
| RU2287074C2 true RU2287074C2 (en) | 2006-11-10 |
Family
ID=36711218
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004137178/06A RU2287074C2 (en) | 2004-12-20 | 2004-12-20 | Device to control oil system of gas-turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2287074C2 (en) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2386835C1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method to control oil consumption in aircraft gas turbine engine |
| RU2402686C1 (en) * | 2009-06-17 | 2010-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2414612C1 (en) * | 2009-08-26 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine rotor support |
| RU2443885C2 (en) * | 2009-05-08 | 2012-02-27 | Гэз Тербайн Иффишенси Свиден Аб | Gas turbine combustion system automatic control |
| RU2451277C1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of testing aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2451923C1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of testing aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2458233C1 (en) * | 2011-04-26 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
| RU2458234C1 (en) * | 2011-04-26 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of operating gas turbine engine |
| US8850876B2 (en) | 2012-07-19 | 2014-10-07 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for monitoring engine oil temperature of an operating engine |
| RU2533597C1 (en) * | 2013-12-27 | 2014-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Method of determination of sufficiency of oil cooling in jet turbine engine |
| RU2557838C2 (en) * | 2010-04-19 | 2015-07-27 | Снекма | Method and system for aircraft engine tank oil level control |
| US9267443B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-02-23 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9354618B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-31 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US9671797B2 (en) | 2009-05-08 | 2017-06-06 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications |
| RU2699869C1 (en) * | 2018-09-07 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method of determining the sufficiency of cooling oil in a turbojet engine |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3856114A (en) * | 1973-01-29 | 1974-12-24 | Kearney & Trecker Corp | Automatic lubrication system |
| SU1561592A1 (en) * | 1988-02-19 | 1999-08-10 | В.Д. Карагодина | CONTROL DEVICE OF OIL SYSTEM OF GAS TURBINE ENGINE |
| SU1517422A1 (en) * | 1987-07-17 | 1999-08-10 | В.Д. Карагодина | CONTROL DEVICE OF OIL SYSTEM OF GAS TURBINE ENGINE |
-
2004
- 2004-12-20 RU RU2004137178/06A patent/RU2287074C2/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3856114A (en) * | 1973-01-29 | 1974-12-24 | Kearney & Trecker Corp | Automatic lubrication system |
| SU1517422A1 (en) * | 1987-07-17 | 1999-08-10 | В.Д. Карагодина | CONTROL DEVICE OF OIL SYSTEM OF GAS TURBINE ENGINE |
| SU1561592A1 (en) * | 1988-02-19 | 1999-08-10 | В.Д. Карагодина | CONTROL DEVICE OF OIL SYSTEM OF GAS TURBINE ENGINE |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ПИВОВАРОВ В.А. Авиационный двигатель ПС-90А, Москва, 1989, с.32, 33, 40, рис.3.1. ВЬЮНОВ С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, с.524-528. * |
Cited By (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2386835C1 (en) * | 2008-10-14 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method to control oil consumption in aircraft gas turbine engine |
| US11028783B2 (en) | 2009-05-08 | 2021-06-08 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| RU2443885C2 (en) * | 2009-05-08 | 2012-02-27 | Гэз Тербайн Иффишенси Свиден Аб | Gas turbine combustion system automatic control |
| US11199818B2 (en) | 2009-05-08 | 2021-12-14 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US9354618B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-31 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US10509372B2 (en) | 2009-05-08 | 2019-12-17 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US8437941B2 (en) | 2009-05-08 | 2013-05-07 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US10260428B2 (en) | 2009-05-08 | 2019-04-16 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9671797B2 (en) | 2009-05-08 | 2017-06-06 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications |
| US9267443B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-02-23 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9328670B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-03 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| RU2402686C1 (en) * | 2009-06-17 | 2010-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2414612C1 (en) * | 2009-08-26 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine rotor support |
| RU2557838C2 (en) * | 2010-04-19 | 2015-07-27 | Снекма | Method and system for aircraft engine tank oil level control |
| RU2451923C1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of testing aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2451277C1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of testing aircraft gas turbine engine oil system |
| RU2458234C1 (en) * | 2011-04-26 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of operating gas turbine engine |
| RU2458233C1 (en) * | 2011-04-26 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
| US8850876B2 (en) | 2012-07-19 | 2014-10-07 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for monitoring engine oil temperature of an operating engine |
| RU2533597C1 (en) * | 2013-12-27 | 2014-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Method of determination of sufficiency of oil cooling in jet turbine engine |
| RU2699869C1 (en) * | 2018-09-07 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Method of determining the sufficiency of cooling oil in a turbojet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004137178A (en) | 2006-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2287074C2 (en) | Device to control oil system of gas-turbine | |
| US4020632A (en) | Oil cooling system for a gas turbine engine | |
| US4041697A (en) | Oil cooling system for a gas turbine engine | |
| US6651441B2 (en) | Fluid flow system for a gas turbine engine | |
| CN108137163B (en) | Aircraft heating assembly with liquid-cooled internal combustion engine and heating element using waste heat | |
| US8205427B2 (en) | Interdependent lubrication systems in a turbine engine | |
| US7984606B2 (en) | Systems and methods for thermal management in a gas turbine powerplant | |
| US9038397B2 (en) | Gas turbine engine thermal management system | |
| US10054053B2 (en) | Turbomachine designed to operate in turning gear mode | |
| EP2837798B1 (en) | Heated bypass valve for heat exchanger | |
| US20130086909A1 (en) | Oil cooling system | |
| US20090313999A1 (en) | Method and apparatus for controlling fuel in a gas turbine engine | |
| EP3067534A1 (en) | Gas turbine engine fuel-oil heat exchange system | |
| US9121335B2 (en) | System and method for an engine comprising a liquid cooling system and oil supply | |
| CN112211727B (en) | lubricant system | |
| US20130036722A1 (en) | Fuel system having fuel control unit and heat exchanger | |
| US20190264600A1 (en) | Cooling system and internal combustion engine | |
| US20170191420A1 (en) | Method and system for equipment compartment cooling | |
| KR20170135883A (en) | SYSTEM AND METHOD FOR DISTRIBUTION AND CONTROL OF OIL FLOWS | |
| RU2641809C2 (en) | Exhaust gas utilisation system, particularly for automobile comprising feed pump | |
| AU2009100157A4 (en) | Apparatus and method for the thermo-chemical conversion of fuel raw materials into mechanical or electric energy | |
| RU2125166C1 (en) | Automotive internal combustion engine lubrication system | |
| EP3412887B1 (en) | Internal combustion engine cooling system | |
| RU2748107C1 (en) | Pumping unit of fuel supply system of gas turbine engine of aircraft | |
| JPS60541B2 (en) | Method for controlling lubricating oil supply amount for aviation gas turbine engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |