Патенты автора ГОЛЛИ Брюно Робер (FR)
Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой. При этом пороговое значение предназначено для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя. Также представлены применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования, устройство для регулирования порогового значения расхода топлива и турбинный двигатель. Изобретение позволяет увеличить производительность турбинного двигателя. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
УСТРОЙСТВО ВЕНТИЛЯЦИИ И ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2629303
Изобретение относится к энергетике. В устройстве (110) вентиляции и электропитания вычислительного устройства (112) двигателя летательного аппарата, включающем в себя воздушный винт (124), связанный со средствами (126) приведения в движение и способный генерировать воздушный поток (130) для вентиляции вычислительного устройства, и средства (120) подачи воздуха вблизи от вычислительного устройства, воздушный винт установлен в средствах подачи воздуха, а средства приведения в движение включают в себя электрическую машину (126), способную функционировать в качестве двигателя для приведения в движение воздушного винта и в качестве генератора для электропитания вычислительного устройства. Ротор этой электрической машины, функционирующей в качестве генератора, приводится в движение воздушным винтом, который в свою очередь приводится в движение воздушным потоком, циркулирующим или выходящим из средств подачи воздуха. Также представлен способ использования устройства вентиляции и электропитания вычислительного устройства двигателя летательного аппарата. Изобретение позволяет обеспечить охлаждение вычислительного устройства на земле, а также приводит к выигрышу в массе и размере. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретения включают газотурбинный двигатель летательного аппарата и способы мониторинга газотурбинного двигателя /варианты/. Газотурбинный двигатель содержит средства, выполненные с возможностью выдачи по меньшей мере одного измерения превышения скорости, когда один из каналов измерения вышел из строя, а также по меньшей мере одно средство сравнения измерения превышения скорости по меньшей мере с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включенной функции защиты. При этом модуль включения конфигурирован с возможностью включения функции защиты от «превышения тяги», «от падения тяги» в зависимости от результатов сравнения. Технический результат – повышение надежности системы мониторинга при любых обстоятельствах, в частности в аварийном режиме. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 9ил.
Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу. Способ содержит этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле. Техический результат изобретения - повышение точности управления зазором. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки. Клапан, расположенный в воздушном канале, открывается для охлаждения бандажа турбины во время фазы с высоким числом оборотов (TO+CL), соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов (CR), сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета. Изобретение также относится к системе, реализующей такой способ. Технический результат изобретения - упрощение системы регулирования и снижение ее массы. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТУРБОМАШИНОЙ // 2562131
Группа изобретений относится к способу управления турбомашиной, запоминающему устройству и электронному блоку. Способ включает в себя: этап, на котором измеряют первую температуру (Т25) посредством первого датчика температуры; этап, на котором измеряют вторую температуру (Т3) посредством второго датчика температуры; этап, на котором оценивают третью температуру (Т25М), моделирующую упомянутую первую температуру; и этап, на котором определяют, по меньшей мере, одну уставку управления, по меньшей мере, для одного компонента оборудования, имеющего изменяемую геометрию, двигателя в зависимости от упомянутой измеренной первой температуры; причем способ отличается тем, что упомянутый первый датчик имеет первую постоянную С1 времени, которая больше, чем постоянная С2 второго датчика, и способ дополнительно включает в себя: этап, на котором обнаруживают всасывание воды или града в зависимости от падения упомянутой измеренной второй температуры; и при обнаружении всасывания воды или града этап, на котором определяют упомянутую уставку управления в зависимости от упомянутой оцененной третьей температуры. Технический результат изобретения - предупреждение помпажа в случае нарушения измерения температуры. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения температуры в первичном потоке двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя. Изобретение предоставляет устройство для измерения температуры на входе компрессора в проточном канале первичного потока двухконтурного турбореактивного двигателя. Устройство содержит воздухонепроницаемую пустотелую конструкцию, образующую соединительный кронштейн (36b) разделительного корпуса (30) турбореактивного двигателя и выполненную с возможностью радиально проходить через проточный канал (16) для первичного потока, и проточный канал (18) для вторичного потока турбореактивного двигателя. Соединительный кронштейн (36b) имеет по меньшей мере одно воздухозаборное отверстие (44), открывающееся в проточный канал первичного потока на входе компрессора, и по меньшей мере одно воздуховыпускное отверстие (46), выполненное так, чтобы вести в зону турбореактивного двигателя, где окружающее давление меньше давления в проточном канале первичного потока на входе компрессора. Устройство включает в себя датчик (48) температуры, чувствительный элемент которого размещен внутри соединительного кронштейна. Технический результат - повышение точности получаемых данных. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к энергетике. Способ формирования сигнала установочной точки подачи топлива, подаваемого клапаном золотникового типа измерительного устройства в систему впрыска топлива для впрыска топлива в камеру сгорания турбодвигателя, причем положение золотникового клапана зависит от сигнала установочной точки. Способ включает в себя этапы, на которых получают первый сигнал, представляющий результат измерения расходомером расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания; выполняют оценку второго сигнала на основе результатов измерения положения золотникового клапана; выполняют оценку третьего сигнала путем применения цифровой модели расходомера ко второму сигналу и формируют сигнал установочной точки путем суммирования сигнала компенсации с первым сигналом, причем сигнал компенсации получают путем вычитания третьего сигнала из второго сигнала. Также представлены способ подачи сигнала, устройство формирования сигнала, система подачи сигнала, а также газовая турбина. Изобретение позволяет улучшить точность измерения расхода топлива. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Способ в соответствии с изобретением позволяет производить коррекцию текущего измерения давления газового потока, выдаваемого в ходе полета датчиком, установленным в двигателе. Способ включает в себя: оценку (Е50) погрешности смещения нуля, влияющей на датчик, на основании разности между: калибровочным измерением давления газового потока, выдаваемым датчиком, установленным в двигателе, и измерением атмосферного давления, выдаваемым датчиком летательного аппарата, обладающим точностью измерения, превышающей точность датчика, установленного в двигателе; эти измерения производят, когда на датчик, установленный в двигателе, и на датчик летательного аппарата действует одинаковое окружающее атмосферное давление; и вычитание погрешности смещения нуля из текущего измерения. Технический результат изобретения - повышение точности измерения газового потока, циркулирующего в двигателе летательного аппарата. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Устройство изменения передаточного отношения между валом турбины и валом стартера-генератора содержит первое и второе жестко закрепленные зубчатые колеса, установленные на валу стартера-генератора, первое и второе промежуточные зубчатые колеса, переключающую муфту, а также средство, вызывающее ее поступательное перемещение. Первое и второе промежуточные зубчатые колеса установлены на валу турбины и находятся в зацеплении соответственно с первым и вторым жестко закрепленными зубчатыми колесами, обеспечивая различные передаточные отношения. Переключающая муфта вставлена между промежуточными зубчатыми колесами и механически соединена с валом турбины. Переключающая муфта выполнена с возможностью поступательного перемещения на валу турбины между положением, в котором она входит в зацепление с первым промежуточным зубчатым колесом, и положением, в котором она входит в зацепление со вторым промежуточным зубчатым колесом. Средство, вызывающее поступательное перемещение переключающей муфты, обеспечивает ее перемещение из одного положения в другое, когда сумма моментов вращения между валом турбины и валом стартера-генератора меняет знак. Другое изобретение группы относится к авиационному двигателю, включающему указанное выше устройство изменения передаточного отношения. Группа изобретений позволяет повысить надежность устройства изменения передаточного отношения между валом турбины и валом стартера-генератора, а также снизить его вес. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
Устройство управления позиционированием оборудования с изменяемой геометрией турбомашины, управляемое вычислителем и кинематикой, при этом упомянутый привод содержит подвижную конструкцию, снабженную датчиком для измерения ее удлинения, причем упомянутая кинематика связана с одним из своих концов с местом зацепления упомянутой подвижной конструкции, а другим концом - с местом соединения оборудования, при этом место соединения перемещается под действием привода вдоль хода, ограниченного упором, а кинематика выполнена упруго деформируемой под действием привода, когда место соединения находится на упоре. Команда на удлинение, выдаваемая вычислителем упомянутой подвижной конструкции, определена на основе удлинения подвижной конструкции, соответствующего контакту места соединения с упором. Технический результат изобретения - избавление от износов, появляющихся в кинематике, и определение возможных разрушений в этой кинематике. 4 н. и 5 з. п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к общей области управления оборудованием с изменяемой геометрией газотурбинного двигателя. Система управления по меньшей мере двух типов оборудования с изменяемой геометрией газотурбинного двигателя, содержащего, по меньшей мере, один первый корпус и один второй корпус, при этом первый тип оборудования является ступенью статорных лопаток с изменяемым углом установки компрессора первого корпуса, изменяющимся от закрытого положения при замедлении до открытого положения при большой мощности, а второй тип оборудования является, по меньшей мере, разгрузочной задвижкой компрессора второго корпуса, изменяющей свое положение от открытого при замедлении до закрытого при большой мощности, содержит привод, который приводит в движение оба типа оборудования. Также представлен газотурбинный двигатель, содержащий систему управления согласно изобретению. Изобретение позволяет оптимизировать систему управления двух типов оборудования газотурбинного двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
Настоящее изобретение касается системы управления, по меньшей мере, двумя типами оборудования с изменяемой геометрией газотурбинного двигателя, содержащего первый корпус и второй корпус, при этом первым оборудованием является ступень статорных лопаток с изменяемым углом установки компрессора первого корпуса, а вторым оборудованием является, по меньшей мере, разгрузочная задвижка компрессора второго корпуса. Система содержит привод, который приводит в движение оба типа оборудования. Привод управляет штоком, на котором установлен барабанный орган управления. Соединение барабанного органа со штоком содержит стержень, размещенный подвижно в направляющей дорожке, а профиль направляющей дорожки определяет закон приведения в движение упомянутого оборудования в зависимости от перемещения штока привода. Такое выполнение системы позволит ее упростить и оптимизировать ее работу. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
Система управления по меньшей мере двумя видами оборудования с изменяемой геометрией, используемого в газотурбинном двигателе, причем данный газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере один первый корпус и один второй корпус, и первый вид такого оборудования представляет собой ступень лопаток статора с изменяемым углом установки в компрессоре первого корпуса, изменяющимся между закрытым положением в режиме малого газа и открытым положением в режиме большой мощности, а второй вид оборудования представляет собой по меньшей мере один клапан стравливания воздуха из компрессора второго корпуса, состояние которого изменяется между его открытым положением в режиме малого газа и его закрытым положением в режиме большой мощности. Приводной механизм приводит в движение второй вид оборудования посредством детали приведения в движение, которая приводится в движение на некоторой части рабочего хода приводного механизма и находится в состоянии покоя на упоре на остальной части этого рабочего хода, и посредством скользящего соединительного органа, реализующего холостой ход в приведении в движение упомянутого второго оборудования. Технический результат - оптимизация системы управления оборудованием с изменяемой геометрией газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
