Патенты автора Зеликин Юрий Маркович (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ обнаружения помпажа и вращающегося срыва компрессора характеризуется тем, что измеряют характерный параметр Пк работы компрессора, формируют среднее значение ПкСР параметра Пк фильтром низкой частоты, формируют сигнал ПкВЧ высокочастотной составляющей параметра Пк фильтром высокой частоты, формируют средний уровень абсолютного значения сигнала ПкВЧ высокочастотной составляющей параметра, вычисляют отношение () величины к среднему значению ПкСР параметра, и при превышении отношения первого заранее определенного порога формируют сигнал на первом сигнализаторе, формируют отклонение ΔПк параметра от его среднего значения ПкСР, вычисляют отношение (ΔПк/ПкСР) отклонения ΔПк к среднему значению параметра, и при снижении отношения ΔПк/ПкСР ниже второго заранее определенного порога формируют сигнал на втором сигнализаторе, а при наличии любого из сигналов сигнализаторов формируют сигнал помпажа/вращающегося срыва компрессора, в соответствии с которым включают средства ликвидации помпажа и вращающегося срыва компрессора. Технический результат - снижение вероятности разрушения компрессора и потерь тяги при неустойчивой работе компрессора за счет снижения времени реакции средств ликвидации помпажа и вращающегося срыва компрессора и определения момента окончания неустойчивой работы компрессора. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем рассчитывают номинальный расход Gном топлива для каждого коллектора форсажной камеры сгорания и подают топливо в коллекторы, заранее выбирают для каждого коллектора расход Gзап заполнения топливом, в процессе работы двигателя для каждого из коллекторов рассчитывают время τзап заполнения коллектора в зависимости от его расхода Gзап заполнения топливом, заранее определяют темп dGт/dt изменения расхода топлива, в течение времени τзап заполнения коллектора дозируют в коллектор выбранный расход Gзап заполнения топливом, затем изменяют расход в коллектор с определенным темпом dGт/dt до величины соответствующего номинального расхода Gном и дозируют номинальный расход Gном топлива в коллектор. Технический результат - повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах включения в работу топливных коллекторов форсажной камеры сгорания во всей области эксплуатации двигателя за счет оптимального изменения расхода топлива, дозируемого в коллектор. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором рассчитывают расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, подают в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания расход GтЗАП форсажного топлива, управляют агрегатом зажигания форсажной камеры сгорания и контролируют розжиг форсажной камеры сгорания, при этом по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором дополнительно рассчитывают основной расход GтОСН форсажного топлива в пусковой коллектор форсажной камеры сгорания, до момента подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор расход GтЗАП форсажного топлива для розжига форсажной камеры сгорания, а после подтверждения розжига форсажной камеры сгорания подают в пусковой коллектор основной расход GтОСН. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем за счет расширения области устойчивой работы форсажной камеры сгорания при сохранении значения минимальной форсажной тяги. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ запуска камеры сгорания (КС) газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что измеряют частоту n вращения ротора двигателя и температуру Тт газов за турбиной ГТД посредством термопары, вычисляют первую производную Тт' по времени температуры газов за турбиной и формируют сигнал температуры Тткор газов за турбиной в соответствии с заданным соотношением, формируют заданный расход Gтзад топлива в КС ГТД в зависимости от частоты вращения ротора, устанавливают расход Gтзап топлива для запуска КС ГТД равным Gтзад. При получении команды на запуск КС фиксируют значение сигнала Тткор, включают агрегат зажигания (AЗ) КС и подают расход топлива для запуска в КС ГТД, формируют сигнал успешного запуска КС при превышении текущим значением Тткор зафиксированного значения на заранее заданную величину ΔТткор. Если сигнал успешного запуска КС сформирован, выключают AЗ, а в КС ГТД подают заданный расход топлива Gтзад, а если сигнал успешного запуска КС не был сформирован в течение заранее заданного допустимого времени τзап с момента получения команды на запуск КС, выключают AЗ и прекращают подачу топлива в КС ГТД. Технический результат - повышение безопасности эксплуатации газотурбинного двигателя на газообразном топливе за счет снижения времени обнаружения успешного или неуспешного запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления подачей топлива в камеру сгорания многовального газотурбинного двигателя (ГТД) заключается в том, что выбирают не менее двух регулируемых параметров работы двигателя, в процессе работы двигателя измеряют текущие значения каждого из регулируемых параметров работы ГТД, температуру Твх воздуха на входе в ГТД и положение рычага управления двигателем (РУД), для каждого из выбранных регулируемых параметров формируют их максимально допустимые значения, из выбранных регулируемых параметров выбирают те, для которых формируют их минимально допустимые значения и для каждого из этих выбранных регулируемых параметров в зависимости от положения РУД формируют заданное значение регулируемого параметра в диапазоне от минимального до максимального допустимых значений этого регулируемого параметра, измеряют отклонения текущих значений регулируемых параметров от их максимально допустимых и заданных значений, и для каждого из отклонений формируют скорость изменения расхода топлива для устранения отклонения регулируемого параметра, выбирают максимальное и минимальное значение из скоростей изменения расхода топлива, формируют расход топлива в ГТД путем интегрирования выбранной скорости dG изменения расхода топлива и подают сформированный расход топлива в камеру сгорания ГТД. Технический результат - повышение качества управляемости ГТД и обеспечение надежности работы ГТД за счет регулирования нескольких параметров работы ГТД с соблюдением ограничений по их минимальным и максимальным значениям. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС) заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором высокого давления, положению рычага управления двигателем управляют расходом топлива в форсажную камеру сгорания, при этом по измеренным значениям давления воздуха в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение π отношения давлений в заданных сечениях, формируют номинальное значение πном отношения давлений в заданных сечениях, устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным πном, сравнивают заданное значение πзад отношения давлений с текущим значением π и по величине отклонения π от πзад, полученного в результате сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, при этом при включении в работу каждого топливного коллектора ФКС на время его заполнения устанавливают заданное значение πзад отношения давлений в заданных сечениях двигателя равным предварительно выбранному для нормальных условий для соответствующего топливного коллектора ФКС значению отношения давлений в заданных сечениях двигателя. Технический результат - повышение надежности розжига форсажной камеры сгорания за счет согласования отношения давлений в заданных сечениях двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно, авиационных и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД с многозонной камерой сгорания (КС). Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, согласно которому формируют суммарный расход топлива в камеру сгорания двигателя для поддержания заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и управляют расходом топлива через два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя. Для первого дозатора задают максимальное и номинальное значение ограничения расхода топлива. Дополнительно задают минимальное значение ограничения расхода топлива для первого дозатора, расход топлива через первый дозатор формируют как разность суммарного расхода топлива в двигатель и текущего расхода топлива через второй дозатор. Расход топлива через первый дозатор ограничивают: снизу - минимальным значением ограничения, сверху - максимальным значением ограничения. Расход топлива во второй дозатор формируют как сумму двух величин, первая из которых определяется интегрированием разности расхода топлива через первый дозатор до его ограничения и номинального значения ограничения расхода топлива через первый дозатор, а вторая формируется как разность расхода топлива через первый дозатор до и после его ограничения. Техническим результатом изобретения является повышение точности поддержания частоты вращения ротора. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, применяемыми в составе газотурбинных установок для привода электрогенераторов. Техническая проблема заявленного изобретения заключается в повышении надежности. Техническим результатом настоящего изобретения является защита от раскрутки ротора силовой турбины до недопустимых значений и разрушение ГТД при изменении загрузки генератора. Указанный технический результат достигается в способе управления газотурбинным двигателем, снабженным валом отбора мощности, с генератором, заключающемся в том, что формируют заданную частоту вращения вала отбора мощности, измеряют частоту вращения вала отбора мощности, поддерживают заданное значение частоты вращения вала отбора мощности путем изменения расхода топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель, измеряют текущую мощность, вырабатываемую генератором, и формируют сигнал скорости изменения мощности, при этом дополнительно определяют фильтрованное значение скорости изменения мощности и изменяют расход топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель, пропорционально фильтрованному значению скорости изменения мощности. 2 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления. Техническая проблема изобретения заключается в повышении надежности системы управления. Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение управляемости двигателя при отсутствии информации о положении направляющих аппаратов компрессоров. Указанный технический результат достигается в способе управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессоров высокого и низкого давления, с установленным номинальным соотношением приведенных частот вращения роторов для каждого режима работы двигателя, включающий управление частотами вращения роторов низкого и высокого давления путем изменения расхода топлива в основную камеру сгорания, регулирование положения направляющих аппаратов, воздействуя на скорость их перемещения, при этом заранее выбирают порог по приведенной частоте вращения одного из роторов, в диапазоне режимов работы двигателя ниже выбранного порога поддерживают частоту вращения ротора низкого давления воздействием на увеличение расхода топлива в основную камеру сгорания, при этом частоту вращения ротора высокого давления поддерживают исходя из номинального установленного соотношения приведенных частот вращения роторов воздействием на скорость перемещения направляющих аппаратов компрессора высокого давления, а в диапазоне режимов работы двигателя выше или равному выбранному порогу поддерживают частоту вращения ротора высокого давления воздействием на уменьшение расхода топлива в основную камеру сгорания, а частоту вращения ротора низкого давления поддерживают исходя из номинального установленного соотношения приведенных частот вращения роторов воздействием на скорость перемещения направляющих аппаратов компрессора низкого давления. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС). Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявленного способа управления, заключается в повышении надежности работы двигателя. Технический результат заключается в обеспечении возможности изменения заданного значения перепада давлений в двух выбранных сечениях двигателя в зависимости от условий области полета летательного аппарата. Указанный технический результат достигается в способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающемся в том, что заранее определяют область высот и скоростей полета, в процессе работы двигателя на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, формируют заданное значение отношения давлений в этих сечениях, измеряют скорость и высоту полета, углы атаки и скольжения летательного аппарата, определяют зависимость первого корректирующего коэффициента от угла атаки и зависимость второго корректирующего коэффициента от угла скольжения, при полете в заранее определенной области формируют текущие значения первого и второго корректирующих коэффициентов в зависимости от текущих значений угла атаки и скольжения соответственно, выбирают максимальное из значений двух корректирующих коэффициентов и умножают на него заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, сравнивают текущее отношение давлений в заданных сечениях со скорректированным значением отношения давлений, а для режима полета вне заранее определенной области - с заранее сформированным заданным значением отношения давлений и по величине ошибки, полученной в результате указанного сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД. Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора. В зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора и максимально заданный расход топлива в камеру сгорания. По измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и заданного темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания. По показаниям датчиков определяют расход топлива, сравнивают его с заданным и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на расход топлива и ограничивают расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя максимально заданным расходом. Дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель, при снижении давления воздуха на входе в двигатель ниже заранее выбранной величины и достижении максимального расхода топлива, последний повышается относительно номинального уровня, в противном случае снижается до номинального уровня с заранее выбранным постоянным темпом. Техническим результатом предлагаемого способа управления является обеспечение стабильного времени приемистости и достижение параметров максимального режима во всех условиях работы двигателя и по мере выработки ресурса. 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники, а именно к регулированию трехфазных синхронных генераторов, и может быть использовано в системах автоматического управления трехфазными синхронными генераторами, предназначенными преимущественно для авиационных систем электропитания. Способ управления трехфазным синхронным генератором, при котором измеряют среднее и фазные напряжения генератора, регулируют среднее напряжение и ограничивают максимальное фазное напряжение генератора воздействием на ток возбуждения. Измеряют среднее значение тока генератора, формируют сигнал, пропорциональный отношению среднего значения тока генератора к максимальному фазному напряжению генератора, и на величину этого сигнала повышают ток возбуждения. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности регулирования напряжения генератора в переходных режимах. 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники, а именно к регулированию трехфазных синхронных генераторов, и может быть использовано в системах автоматического управления трехфазными синхронными генераторами, предназначенными преимущественно для авиационных систем электропитания. Способ регулирования трехфазного синхронного генератора, при котором измеряют среднее и фазные напряжения генератора и регулируют напряжение воздействием на ток возбуждения. Дополнительно определяют максимальное фазное напряжение генератора, измеряют небаланс напряжений и в случае, если значение небаланса напряжений выше максимально допустимого для нормального режима работы системы электропитания значения, регулируют максимальное фазное напряжение, а в случае, если значение небаланса напряжений ниже максимально допустимого для нормального режима работы системы электропитания значения, регулируют среднее значение напряжения, причем в обоих случаях заданное значение напряжения устанавливается равным номинальному напряжению электропитания. Регулирование максимального фазного напряжения и среднего значения напряжения осуществляют пропорционально-интегральным регулятором, при этом при переходе от регулирования среднего напряжения к регулированию максимального фазного напряжения снижают коэффициент усиления пропорционально-интегрального регулятора, а при возврате к регулированию среднего напряжения восстанавливают исходное значение коэффициента усиления. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности регулирования напряжения при нормальной и аварийной работе системы электроснабжения и снижение времени переходных процессов по напряжению генератора. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к неразрушающему контролю технического состояния газотурбинных двигателей. Способ диагностики технического состояния газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что выбирают параметры, подлежащие диагностическому контролю, текущее значение которых регистрируют на диагностируемом газотурбинном двигателе. Для диагностики газотурбинного двигателя по его любому узлу для последнего выбирают по меньшей мере два параметра, характеризующие его работоспособность и экспериментально определяют их предельно допустимые значения отклонений для данного типа двигателя. После чего в ходе работы двигателя в текущий момент времени вычисляют среднее значение для каждого выбранного параметра за предшествующий короткий и длинный временной периоды, при отношении короткого временного периода к длинному в интервале 0,002-0,1, и определяют их разность. Далее вычисляют отношение полученных разностей к соответствующим предельно допустимым значениям отклонений параметров, а затем суммируют их, и если полученная сумма отношений превышает единицу, то делают вывод о неисправности диагностируемого двигателя. Для диагностики газотурбинного двигателя по узлу компрессора низкого давления в качестве параметров, характеризующих его работоспособность, выбирают разницу между значением температуры слива масла из опоры турбины и значением температуры масла на входе в двигатель за фильтром, а также значение перепада давления масла на фильтре в магистрали общей откачки масла из двигателя и значение вибрации промежуточного корпуса газогенератора. Газотурбинный двигатель подвергают диагностике не менее 1 раза в минуту. Технический результат - расширение технологических возможностей способа по определению дефектов, влияющих на работоспособность узлов газотурбинного двигателя процессе его эксплуатации, выявление неисправностей на ранних стадиях и возможность отслеживания технического состояния двигателя в динамике. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) и регулирования подачей топлива на всех режимах работы ГТД. Техническим результатом настоящей группы изобретений является снижение подогрева топлива в топливном тракте и снижение отборов мощности от ротора ГТД путем поддержания минимального необходимого давления топлива за насосом с регулируемой производительностью. Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления подачей топлива в газотурбинный двигатель, заключающемся в том, что измеряют параметры работы двигателя на различных режимах работы, в зависимости от заданного режима работы ГТД формируют и подают требуемый расход топлива в камеру сгорания и управляют давлением за насосом регулируемой производительности, новым является то, что заранее определяют величину, равную падению давления на агрегатах в топливном тракте между насосом и форсунками камеры сгорания, расходный коэффициент форсунок камеры сгорания, дополнительно измеряют давление топлива за насосом регулируемой производительности и давление воздуха в камере сгорания, а заданное давление за насосом регулируемой производительности формируют как сумму значения сигнала давления воздуха в камере сгорания, величины, равной падению давления на агрегатах, и значения сигнала, пропорционального квадрату требуемого расхода топлива в камеру сгорания, при этом коэффициент пропорциональности выбирают равным расходному коэффициенту форсунок камеры сгорания, и изменяют производительность насоса до тех пор, пока измеренное давление за насосом не станет равным заданному. Также представлена система топливопитания газотурбинного двигателя, реализующая заявленный способ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, применяемыми в составе газотурбинных установок для привода электрогенераторов. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности регулирования частоты вращения ротора турбогенератора в переходных режимах. Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе управления турбогенератором, заключающемся в том, что формируют заданную частоту вращения ротора турбогенератора, измеряют частоту вращения ротора турбогенератора, поддерживают заданное значение частоты вращения ротора турбогенератора путем изменения механической мощности турбины и измеряют текущую электрическую мощность генератора, согласно настоящему изобретению дополнительно в зависимости от быстродействия регулятора частоты вращения ротора турбогенератора выбирают порог по скорости изменения электрической мощности генератора и интервал времени, необходимый для парирования изменения электрической мощности генератора, формируют сигнал скорости изменения электрической мощности генератора и при превышении данным сигналом по абсолютной величине выбранного порога повышают быстродействие регулятора частоты вращения ротора турбогенератора в течение выбранного интервала времени. Предлагаемый способ управления позволяет сократить отклонение частоты вращения от номинального значения примерно в 1,5 раза и снизить время переходного процесса в два и более раза. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями, в том числе применяемыми в составе газотурбинных установок. Техническим результатом настоящего изобретения является расширение диапазона возмущений, которые могут парироваться без срабатывания защиты по максимально допустимой частоте вращения, и повышение безотказной работы системы. Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе управления турбогенератором, при котором по измеренному значению частоты вращения ротора турбогенератора формируют расход топлива для поддержания заданной частоты вращения ротора турбогенератора, формируют сигнал ускорения ротора турбогенератора, согласно настоящему изобретению выбирают порог по частоте вращения ротора турбогенератора в диапазоне между заданным и максимально допустимым значениями частоты вращения ротора турбогенератора, формируют сигнал прогноза частоты вращения ротора турбогенератора как сумму сигналов текущего значения частоты вращения ротора турбогенератора и ускорения ротора турбогенератора, взятого с заранее выбранным коэффициентом усиления, сравнивают сигнал прогноза с выбранным порогом и, в случае если он превышает порог, снижают расход топлива пропорционально разности сигнала прогноза и выбранного порога, а при превышении сигналом частоты вращения ротора турбогенератора или сигналом прогноза частоты вращения ротора турбогенератора заранее выбранного максимально допустимого значения прекращают подачу топлива. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС). Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности определения горения в ФКС, снижение веса двигателя за счет исключения датчиков пламени в ФКС и электрических проводов к ним, а также повышение скорости реакции системы в части обнаружения горения топлива в ФКС. Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС) дополнительно измеряют площадь критического сечения реактивного сопла, формируют сигнал F, равный отношению степени понижения давления газа на турбине к измеренной площади критического сечения реактивного сопла, формируют сигнал Fотн, равный отношению отклонения текущего значения сигнала F от его среднего значения к его среднему значению, предварительно по результатам испытаний определяют величины Fгр и Fгр2, соответствующие значениям сигнала Fотн при запуске и погасании форсажной камеры соответственно, при превышении сигналом Fотн наперед заданной положительной величины Fгр определяют горение в ФКС и отключают агрегат запуска ФКС, а при запущенной ФКС при снижении сигнала Fотн ниже наперед заданной отрицательной величины Fгр2 определяют погасание ФКС и прекращают подачу топлива в ФКС. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для регулирования положения направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя (ГТД). Техническим результатом настоящего изобретения является разработка системы управления положением направляющих аппаратов компрессора ГТД, обеспечивающей повышенную надежность управления направляющими аппаратами, а также высокую точность регулирования в широких пределах регулирования за счет повышения точности позиционирования направляющих аппаратов. Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя, содержащей привод регулирования положения направляющих аппаратов, блок управления, соединенный с блоком датчиков измерения параметров работы газотурбинного двигателя, первый и второй переключатели, управляемые исполнительными механизмами, связанными с блоком управления, новым является то, что система оснащена третьим переключателем, управляемым от логического блока, связанным с первым и вторым переключателями, привод регулирования положения направляющих аппаратов выполнен в виде двух гидроцилиндров, подвижные элементы которых оснащены датчиками их положения, связанными с блоком управления, и кинематически связаны с кольцевым приводом лопаток направляющих аппаратов компрессора. Причем система также оснащена двумя электрогидроусилителями, связанными с блоком управления, каждый из которых через переключатели выполнен с возможностью управления одним или двумя гидроцилиндрами, при этом входы логического блока связаны с выходами исполнительных механизмов управления первым и вторым переключателями. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС). Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания включает управление расходом топлива в форсажную камеру сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем, управление гидроцилиндрами привода створок реактивного сопла по измеренным перепаду давлений газа на турбине двигателя, формирование заданного значения пускового расхода топлива в форсажную камеру сгорания по измеренным давлению воздуха за компрессором и температуре воздуха на входе в двигатель, подачу в нее пускового расхода форсажного топлива, включение агрегата зажигания форсажной камеры сгорания и контроль розжига форсажной камеры сгорания. При этом до достижения давления воздуха за компрессором заранее выбранного значения поддерживают постоянное положение гидроцилиндров привода створок реактивного сопла, при котором обеспечивается заранее выбранное значение площади критического сечения реактивного сопла, и блокируют подачу топлива в основные коллекторы форсажной камеры сгорания. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение качества управления ГТД с ФКС за счет обеспечения необходимых условий для запуска ФКС на любых режимах работы ГТД, что приводит к снижению времени полной приемистости двигателя, а также повышению надежности управления двигателем в высотных условиях. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления авиационными ГТД для регулирования расхода топлива в КС. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности системы дозирования топлива, повышение полноты сгорания топлива и снижение вредных выбросов. Указанный технический результат достигается за счет того, что в системе управления расходом топлива в газотурбинный двигатель, включающей первый и второй коллекторы камеры сгорания, электронный регулятор, соединенный с блоком датчиков, последовательно соединенные первый электрогидроусилитель, первый дозатор топлива, первый клапан перепада давлений, последовательно соединенные второй электрогидроусилитель, второй дозатор топлива и второй клапан перепада давлений, электрогидроусилители соединены с электронным регулятором, вторые входы дозаторов и вторые входы клапанов перепада подключены к топливному насосу, датчики положения дозирующих элементов дозаторов, связанные с электронным регулятором, согласно настоящему изобретению система дополнительно оснащена управляемыми от электронного регулятора первым и вторым электрогидроклапанами и первым и вторым распределителями топлива в коллекторы камеры сгорания, причем каждый распределитель топлива связан с первым и вторым коллекторами, первый распределитель топлива своим входом подключен к выходу первого клапана перепада давлений, второй распределитель - к выходу второго клапана перепада давлений, выход первого электрогидроклапана подключен к первому клапану перепада давлений и к второму распределителю топлива, а выход второго электрогидроклапана - к второму клапану перепада и первому распределителю топлива. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФК). Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания (ФКС), включает управление расходом топлива в форсажную камеру сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, положению рычага управления двигателем, управление гидроцилиндрами привода створок реактивного сопла по измеренным перепаду давлений газа на турбине двигателя. При этом формируют заданное значение пускового расхода топлива в форсажную камеру сгорания по измеренным давлению воздуха за компрессором и температуре воздуха на входе в двигатель, подают в форсажную камеру сгорания пусковой расход форсажного топлива, включают агрегат зажигания форсажной камеры сгорания, контролируют розжиг форсажной камеры сгорания, дополнительно измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора, до достижения частоты вращения ротора турбокомпрессора заранее выбранного значения и поддерживают постоянное положение гидроцилиндров привода створок реактивного сопла, при котором обеспечивается заранее выбранное значение площади критического сечения реактивного сопла, и блокируют подачу топлива в основные коллекторы форсажной камеры сгорания. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение качества управления ГТД с ФКС за счет обеспечения необходимых условий для запуска ФКС на любых режимах работы ГТД, что приводит к снижению времени полной приемистости двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами. Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора включает управление частотой вращения роторов низкого и высокого давления путем изменения расхода топлива в основную камеру сгорания, регулирование положения направляющих аппаратов по сигналу от датчика положения направляющих аппаратов соответствующего ротора. При этом до начала эксплуатации двигателя устанавливают соотношение приведенных частот вращения роторов для каждого режима работы двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при отсутствии сигнала от датчика положения направляющих аппаратов одного из роторов частоту вращения данного ротора регулируют воздействием на скорость перемещения его направляющих аппаратов исходя из установленного ранее соотношения приведенных частот вращения роторов. Изобретение обеспечивает повышение надежности системы управления двигателя без дополнительного резервирования датчиков положения направляющих аппаратов. 1 ил.

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора. В способе управления газотурбинным двигателем дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора. Заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора. Описана также система управления газотурбинным двигателем. Технический результат - стабилизация времени приемистости и обеспечение запасов газодинамической устойчивости газогенератора во всех условиях полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. В способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания на переходных режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления и корректируют в зависимости от ускорения ротора компрессора высокого давления, а на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания за счет обеспечения оптимальных условий для розжига форсажной камеры за счет расширения области устойчивого розжига форсажной камеры сгорания посредством реализации оптимальных программ управления отношением давлений в заданных сечениях двигателя на переходных и установившихся режимах работы, а также за счет более точного ограничения максимально допустимой температуры газов перед сопловыми аппаратами турбины и повышения полноты сгорания топлива. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания. Для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления. На режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника. Описан также способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат изобретений - повышение надежности и безопасности работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания за счет ограничения допустимой площади критического сечения реактивного сопла двигателя на форсажных режимах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электронно-гидромеханическим системам автоматического управления турбореактивными двигателями. Измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках. Регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и изменения площади критического сечения реактивного сопла, определяемой по отношению давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла. Регулирование частоты вращения производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания, положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления и площади критического сечения реактивного сопла, до достижения частоты выше или ниже предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 1 ил.

Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления. Для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках, а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания и положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимальное значение тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 2 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для регулирования положения направляющих аппаратов компрессора авиационного газотурбинного двигателя. Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя содержит сумматор, имеющий возможность связи выходом с механизмом управления положением направляющих аппаратов, переключатель, выход которого связан с первым входом сумматора, первый и второй программные блоки, блок вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления, связанный с датчиком частоты вращения ротора низкого давления и датчиком температуры воздуха на входе в двигатель. Система оснащена датчиком положения направляющих аппаратов и датчиком частоты вращения ротора высокого давления, компаратором, электрогидравлическим клапаном системы охлаждения турбины. Вход компаратора связан с датчиком частоты вращения ротора высокого давления, выход компаратора связан с электрогидравлическим клапаном системы охлаждения турбины. Переключатель имеет управляющий вход, который связан с выходом электрогидравлического клапана, а также первый и второй входы, связанные соответственно с выходами первого и второго программных блоков. Входы программных блоков связаны с выходом блока вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления. Датчик положения направляющих аппаратов связан со вторым входом сумматора. Технический результат - повышение эффективности регулирования газотурбинного двигателя, позволяющее обеспечить снижение удельного расхода топлива при полете на крейсерских режимах. 1ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей

Изобретение относится к системам автоматического управления авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к системам управления соплом с регулируемым вектором тяги

Изобретение относится к системам автоматического регулирования авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к способам управления подачей топлива в форсажную камеру ГТД, и может найти применение в авиадвигателестроении

Изобретение относится к энергетике, а именно к устройствам для получения электрической энергии, содержащим турбину и генератор

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх