Патенты автора Добрянский Георгий Викторович (RU)
Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано для подачи топлива в камеру сгорания авиационных ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе - аварийных. Система оснащена запорным клапаном, дозатором топлива, включающим дозирующий элемент и исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента, и блоком управления, к входу которого имеет возможность подключения датчик оборотов ротора двигателя, запорный клапан связан с блоком управления и установлен в топливном канале, соединяющим выход плунжерного насоса и вход дозатора, выход дозатора резервным топливным каналом подсоединен к основному топливному каналу, исполнительный механизм для управления положением дозирующего элемента связан с блоком управления, причем система дополнительно оснащена датчиком положения дозирующего элемента дозатора, связанным с блоком управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы и упрощение ее конструкции. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к энергетике. Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя, включающий заполнение дозированным топливом как минимум одного топливного коллектора камеры сгорания и подачу через его форсунки топлива в камеру сгорания двигателя. В процессе работы двигателя в емкости подготавливают порцию топлива, достаточную для заполнения вводимого в работу как минимум одного коллектора, перед введением в работу которого заполняют данный коллектор подготовленной порцией топлива, после чего подают в него дозированное топливо. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинного двигателя за счет сокращения времени приемистости при переходе с режима на режим. 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) при их эксплуатации на учебных режимах для обеспечения надежного розжига топлива при включении форсажа с пониженных режимов непрогретого двигателя (ниже режима «Максимал»). По сигналу включения устройства розжига форсажной камеры увеличивают значение внутридвигательного параметра, по которому регулируют расход топлива в основную камеру сгорания на заранее выбранную величину, а после розжига пламени в форсажной камере уменьшают расход топлива в основную камеру сгорания на эту же величину. 1 ил.
Изобретение относится к области эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для управления подачей топлива в коллекторы основной и/или форсажной камер сгорания ГТД. Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя включает подачу дозированного топлива в как минимум один топливный коллектор камеры сгорания с последующим его впрыском через форсунки в камеру сгорания двигателя. Дополнительно через как минимум один другой коллектор перепускают недозированное топливо, причем циркуляцию недозированного топлива через данный коллектор отключают при подаче в него дозированного топлива. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение эффективности работы ГТД за счет сокращения времени приемистости при переходе с режима на режим, которое обеспечивается за счет сокращения времени на заполнение топливом включаемого в работу топливного коллектора, а также обеспечение плавного изменения тяги двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ // 2549920
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей. Согласно способу измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель. Дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал. Технический результат изобретения - повышение эффективности регулирования двигателей в зависимости от условий полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине. 1 ил.
Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, а частности к системам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения заданного радиального зазора предварительно определяют значения радиальных зазоров, в процессе работы турбины измеряют частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажных зазоров при данном режиме, получая в результате значение заданного радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора и по значению рассогласования данных сигналов регулируют расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине ГТД за счет учета влияния на его значение динамических, монтажных и тепловых факторов. 1 ил.
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для диагностики положения направляющих аппаратов осевого компрессора ротора газотурбинной установки, например, авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Дополнительно задают допустимые значения отклонений от программного положения направляющих аппаратов на приемистости и торможении ротора компрессора, причем в качестве значений допустимых отклонений на приемистости и торможении используют значения заданного допустимого уровня отклонения положения направляющих аппаратов и заданной величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора, причем на режимах приемистости или торможения допустимое заданное значение отклонения положения направляющих аппаратов сравнивают с значением отклонения текущего положения направляющих аппаратов от программного, а допустимое значение величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора - с текущим ее значением и по результатам сравнения диагностируют положение направляющих аппаратов ротора компрессора на приемистости или торможении. Технический результат изобретения - повышение надежности диагностирования во всем диапазоне режимов его работы. 2 ил.
Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени. Способ вибродиагностики двухвального газотурбинного двигателя включает измерение частоты вращения каждого ротора и выделение значений вибрации каждого ротора в зависимости от частоты его вращения, причем дополнительно по значениям частот вращения каждого ротора определяют расчетное значение частоты вращения и снимают значение вибрации на данной частоте, которое сравнивают с выделенными значениями вибрации каждого ротора, а также с заданным допустимым значением уровня вибрации двигателя на данной частоте и по результатам каждого сравнения определяют состояние газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - точность и надежность диагностики ГТД за счет определения неисправности трансмиссии каждого ротора отдельно, а также состояния межвального подшипника двигателя в широком диапазоне режимов работы двигателя независимо от конструкции межвального подшипника. 1 ил.
Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации, после технического обслуживания и/или ремонта. Получение эталонной виброхарактеристики осуществляют формированием базовой виброхарактеристики, которое проводят путем измерения и регистрации значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора при наземных испытаниях двигателя, а также формированием эксплуатационной виброхарактеристики, для чего проводят заданную серию полетов, на каждом из полетов серии по показаниям значений вибросигнала на рабочих частотах вращения ротора формируют локальную эксплуатационную виброхарактеристику, задают порог отклонения локальных эксплуатационных виброхарактеристик от базовой, каждую полученную локальную виброхарактеристику серии сравнивают с базовой и по локальным виброхарактеристикам, значения которых не выходят за пределы установленного порога при сравнении с базовой характеристикой, формируют эталонную виброхарактеристику. Технический результат изобретения - повышение точности и надежности диагностики двигателя непосредственно в полете и на моторных стендах. 1 ил.
Изобретение относятся к диагностике турбомашин и может быть использовано для диагностирования состояния трансмиссии двухвальных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Способ диагностики трансмиссии двухвального газотурбинного двигателя включает приведение валов во вращение, измерение значения заданного параметра, сравнение его с заданным значением и определение по результатам сравнения состояния трансмиссии, при этом диагностирование осуществляют на выбеге валов, причем для проведения диагностики задают большую и меньшую частоты вращения каждого вала, а в качестве заданного параметра используют время, в течение которого значение частоты вращения каждого вала уменьшается от большего заданного значения до меньшего, полученные значения времени сравнивают с заданным для данного интервала частот вращения валов бездефектной трансмиссии каждого вала и по результатам сравнения судят о состоянии трансмиссии газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - повышение надежности и достоверности диагностики трансмиссии ГТД. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2482306
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей летательных аппаратов на переходных режимах
Изобретение относится к области контроля технического состояния агрегатов современных газотурбинных двигателей (ГТД)
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЧАСТОТОЙ ВРАЩЕНИЯ РОТОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2446300
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных ГТД летательных аппаратов за счет регулирования частоты вращения ротора низкого давления ГТД
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к автоматическому управлению газотурбинными двигателями (ГТД), и может быть использовано для повышения эффективности управления ГТД
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных ГТД летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД)
УСТРОЙСТВО АВАРИЙНОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА В ОСНОВНУЮ КАМЕРУ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2432477
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой ГТД летательных аппаратов в аварийных ситуациях при отказе одного или нескольких агрегатов системы подачи топлива
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД)
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двухконтурными двигателями
Изобретение относится к управлению газотурбинными двигателями, в частности к системам автоматического управления, и может быть использовано в авиадвигателестроении, энергетике и других областях техники, где используются газотурбинные двигатели
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СОПЛОМ С РЕГУЛИРУЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2326258
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 управления газотурбинных двигателей (ГТД), в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении и других областях техники
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
