Патенты автора ДЖЕЛАССИ Седрик (FR)

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.

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.

Объектом изобретения является способ контроля вентиля в газотурбинном двигателе, при этом упомянутый вентиль производит переключение в ответ на команду (С), переданную в определенный момент (t0), при этом упомянутый способ содержит этап (Е2) вычисления первой формы (S1) временного сигнала (S(t)) на основании изменения переменной состояния (Р) упомянутого газотурбинного двигателя, реагирующей на переключение упомянутого вентиля, затем этап (Е6) применения теста сигнатуры переключения вентиля к второй форме (S2) упомянутого сигнала (S(t)), отличающийся тем, что содержит так называемый этап (Е5) десенсибилизации, на котором упомянутую вторую форму (S2) сигнала вычисляют на основании первой формы (S1) сигнала.

Способ контроля LVDT-датчика, включающего в себя две вторичные цепи, отличающийся тем, что он состоит из итеративных этапов, на которых: рассчитывают (E1) разность между напряжениями на клеммах одной из вторичных цепей в данный момент времени и в предшествующий момент времени, рассчитывают (E1) разность между напряжениями на клеммах другой вторичной цепи в данный момент времени и в предшествующий момент времени, рассчитывают (E2) сумму двух ранее рассчитанных разностей, изменяют (E3) значение индикатора в зависимости от расстояния до нуля ранее рассчитанной суммы и сравнивают (E4) индикатор с по меньшей мере заранее определенным порогом.

Изобретения включают газотурбинный двигатель летательного аппарата и способы мониторинга газотурбинного двигателя /варианты/.

Изобретение относится к управлению двигателями самолета. Способ синхронизации двигателей самолета с помощью логики активации, предназначенной для проверки условий безопасности и/или активации для применения синхронизации, где логика активации определяет деактивированное состояние, состояние готовности и активированное состояние.

Изобретение касается способа устранения вращающегося срыва в компрессоре газотурбинного двигателя, который включает в себя следующие этапы: этап, на котором осуществляют автоматическое обнаружение помпажа в газотурбинном двигателе; этап, на котором осуществляют автоматический останов газотурбинного двигателя; в случае обнаружения помпажа этап, на котором осуществляют автоматическое восстановление запаса по помпажу; этап, на котором осуществляют автоматическое повторное зажигание газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к способу управления турбомашиной, запоминающему устройству и электронному блоку.

Изобретение относится к способу обнаружения попадания воды или града в газотурбинный двигатель, причем упомянутый двигатель имеет, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания и турбину.

 


Наверх