Системы регулирования, чувствительные к параметрам установки и окружающей среды, например к температуре, давлению, скорости ротора (F02C9/28)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02C Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам)
(3070)
F02C9 Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D27)
(745)
Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты газотурбинных двигателей от перегрева на запуске. Способ защиты турбины газотурбинного двигателя от перегрева на запуске заключается в том, что осуществляют измерение температуры газов за турбиной газотурбинного двигателя ТТ с помощью термопар с открытым спаем и с помощью термопар с закрытым спаем, формирование предельного значения температуры газов за турбиной на запуске ТТУСТ зап, сравнение температуры газов ТТ, измеренной с помощью термопар с открытым спаем, с предельным значением ТТУСТ зап, кратковременное прекращение подачи топлива GТ в камеру сгорания двигателя на запуске при превышении ТТ, измеренной с помощью термопар с открытым спаем, величины ТТУСТ зап, включение на заданное время агрегата зажигания, возобновление пониженной подачи топлива GТ в камеру сгорания после снижения температуры газов ТТ, измеренной с помощью блока термопар с открытым спаем, ниже предельного значения ТТУСТ зап, при этом дополнительно для каждого типа газотурбинного двигателя заранее определяют разницу А между значениями температуры газов ТТ на запуске, измеренной с помощью термопар с открытым спаем и с помощью термопар с закрытым спаем, кроме того, в процессе запуска газотурбинного двигателя определяют исправность термопар с открытым спаем, в случае выявления отказа термопар с открытым спаем измерение температуры газов на запуске осуществляют с помощью термопар с закрытым спаем, при этом уменьшают предельное значение температуры газов на запуске ТТУСТ зап на величину А, равную 50…150°С, а прекращение подачи топлива GТ в камеру сгорания двигателя осуществляют на время превышения измеренной с помощью термопар с закрытым спаем ТТ на запуске над величиной ТТУСТ зап - А.
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.
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.
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.
Изобретение относится к области авиации, точнее к газотурбинным двигателям (ГТД) с адаптивной форсажной камерой (АФК). Адаптивная форсажная камера ГТД содержит корпус с шарнирно закрепленными на нем поворотными и фиксирующимися в радиальном направлении стабилизаторами пламени, снабженными, по меньшей мере, одной парой боковых ответвлений.
Способ управления температурой газов за турбиной высокого давления газотурбинного двигателя // 2782090
Изобретение относится к области энергетики, в частности к способу управления газотурбинным двигателем с малоэмиссионным режимом, и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах. Способ содержит управление малоэмиссионным режимом на основе найденных текущих значений температуры газа на выходе.
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.
Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя для обеспечения ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной в регуляторе двигателя, не превышающих максимально допустимых значений.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов.
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 // 2774564
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.
Изобретение относится к способу и системе управления системой сгорания газотурбинного двигателя (10). Газотурбинный двигатель (10) имеет камеру (28) сгорания с первичной зоной (110) сгорания, для которой условие в первичной зоне (110) сгорания определяется параметром управления первичной зоной.
Способ управления газотурбинным двигателем // 2755957
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к газотурбинным двигателям. Предложен способ управления газотурбинным двигателем (10), имеющим в осевом потоке последовательно компрессор (14), камеру (16) сгорания, турбину (18) компрессора и выхлопную трубу (30), и предпочтительно силовую турбину (19), расположенную между турбиной (18) и выхлопной трубой (30), причем силовая турбина (9) соединяется с валом (28) для приведения в движение нагрузки (26).
Предлагается контроллер (700) для газовой турбины (100). Газовая турбина (100) содержит компрессор (101), выполненный с возможностью работы на частоте вращения, камеру (102) сгорания и средство (127) подачи топлива, содержащее средство подачи первого топлива и средство подачи второго топлива, при этом компрессор (101) выполнен с возможностью предоставления воздуха в камеру (102) сгорания с массовым расходом воздуха в установившемся состоянии, причем средство (127) подачи топлива выполнено с возможностью подачи топлива с массовым расходом топлива в камеру (102) сгорания.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системам регулирования подачи топлива в форсажные камеры авиационных турбореактивных двигателей (ТРДФ и ТРДДФ). Задачей изобретения является обеспечение качественного и равномерного распыливания форсажного топлива для улучшения управления двигателем и повышения устойчивости работы двигателя на форсажных режимах.
Изобретение относится к способу регулирования контура питания, содержащего по меньшей мере первый насос и входной трубопровод, ведущий к первому насосу, включающий этапы, на которых определяют во входном трубопроводе содержание газа в потоке, питающем первый насос, и, если значение содержания газа во входном трубопроводе, определенное на этапе определения, превышает или равно заранее определенному пороговому значению, изменяют расход потока, питающего первый насос.
Создан способ управления газотурбинным двигателем (10), имеющим в осевом потоке последовательно компрессор (14), камеру (16) сгорания, турбину (18) компрессора и выхлопную трубу (30), причем газовая турбина может работать в, по меньшей мере, диапазоне высокой выходной мощности, диапазоне умеренно высокой выходной мощности, диапазоне умеренной выходной мощности, диапазоне умеренной низкой мощности и диапазоне низкой выходной мощности.
Способ анализа для газовой турбины // 2745051
Изобретение может быть использовано в газовых турбинах. Способ анализа предназначен для газовой турбины, содержащей множество камер сгорания для воспламенения газа.
Изобретение может быть использовано в газотурбинном двигателестроении, в частности в системах автоматического управления реверсивными устройствами авиационных газотурбинных двигателей. Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя содержит электронный регулятор (3) двигателя, электронный блок (4) управления реверсивным устройством по меньшей мере два электромеханических привода (5.1), (5.2), два комплекта датчиков (5.3), (5.4) и дублированные электрические линии связи.
Способ управления турбореактивным двигателем // 2736403
Изобретение относится к способам управления в полете турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом. Способ управления турбореактивным двигателем с форсажной камерой и регулируемым реактивным соплом в составе силовой установки летательного аппарата заключается в том, что на стационарных режимах работы, в том числе на режимах «максимальный форсированный» и «крейсерский», и на переходных режимах работы измеряют внешние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и полета летательного аппарата, по измеренным значениям внешних параметров вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса турбореактивного двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик для конкретного режима работы турбореактивного двигателя реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора, сравнивают значения полученных эксплуатационных характеристик с предварительно определенными эталонными значениями тяги и величины запаса газодинамической устойчивости для конкретного режима работы, по результатам сравнения эксплуатационных характеристик определяют штатные величины воздействия регулирующих факторов, в качестве которых используют расход топлива в основной камере сгорания, расход топлива в форсажной камере, угол установки направляющего аппарата, площадь критического сечения реактивного сопла, и в зависимости от них формируют управляющий сигнал с учетом приоритетности регулирующих факторов, определяемой для каждого стационарного и переходного режима работы по результатам предварительно проведенных испытаний турбореактивного двигателя, и с учетом корректирующих поправок, величина которых зависит от изменения внешних условий полета летательного аппарата.
Группа изобретений относится к системе и способу управления тягой летательного аппарата, материальному компьютерочитаемому носителю данных, содержащих инструкции для осуществления способа. Система управления тягой содержит датчик измерения скорости бокового ветра, блок управления плавным увеличением тяги.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого и высокого давления.
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).
Изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для использования в бортовых системах сбора, регистрации и контроля параметров летательных аппаратов с использованием беспроводной технологии передачи полетной информации, преимущественно для контроля параметров авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и его электронного и электрического оборудования.
Способ управления форсажной камерой сгорания // 2708476
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.
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).
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).
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом в форсажной камере сгорания за счет измерения величины полного давления газового потока на выходе из форсажной камеры сгорания и управления положением распределительного крана топливных коллекторов.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя, а именно к системе управления режимами работы форсажной камеры сгорания. Система управления форсажной камерой сгорания содержит последовательно соединенные форсажный насос, регулятор сопла и форсажа, распределитель форсажного топлива, а также N топливных коллекторов.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя, а именно к способу управления режимами работы форсажной камеры сгорания. Способ подачи топлива в форсажную камеру сгорания, включающий измерение положения рычага управления двигателем, измерение полного давления воздуха за компрессором, измерение температуры воздуха на входе двигателя, а также управление величиной подаваемого топлива в форсажную камеру сгорания.
Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков. Способ характеризуется тем, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по которым вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора.
Способ регулирования авиационного двухроторного турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам регулирования, чувствительным к параметрам двигателя и окружающей среды, и позволяет повысить тяговые характеристики двигателя за счет оптимизации частоты вращения ротора низкого давления при исключении работы двигателя на режимах с повышенными напряжениями в лопатках входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках.
Изобретение относится к устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, первый и второй электронные блоки (ECU#1 и ECU#2), последовательно соединенные с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели.
Изобретение относится к энергетике. На машиночитаемом носителе информации сохраняются команды, исполняемые процессором электронного устройства.
Способ определения режима выбросов // 2675965
Настоящее изобретение относится к способу определения режима выбросов газотурбинного двигателя (10). Для обеспечения надежной работы газотурбинного двигателя (10) способ определения режима выбросов содержит несколько этапов.
Изобретение направлено на сокращение времени, необходимого для запуска, и предотвращение чрезмерного увеличения тепловых нагрузок на лопатках турбины. Турбинная установка, работающая на влажном воздухе, включает в себя компрессор; камеру сгорания; турбину; блок рекуперации тепла выхлопных газов для рекуперации тепла выхлопных газов турбины для получения высокотемпературной влаги; систему подачи топлива, имеющую клапан регулировки расхода топлива; блок получения температуры выхлопных газов для получения температуры выхлопных газов, выпускаемых во время приведения в движение турбины; блок вычисления показателя влажности газа сгорания для определения показателя влаги, содержащейся в газе сгорания; блок вычисления верхнего предела температуры выхлопных газов для установления верхнего предела температуры выхлопных газов на основе показателя влажности газа сгорания и отношения давлений; блок вычисления разности температур выхлопных газов для определения разности между верхним пределом температуры выхлопных газов и температурой выхлопных газов; блок вычисления значения команды расхода топлива для определения значения команды расхода топлива с использованием разности температур выхлопных газов; и блок вывода значения команды управления для вывода командного сигнала клапану регулировки расхода топлива на основе значения команды, выбранного блоком выбора значения команды расхода топлива.
Группа изобретений относится к способу фильтрации грубого заданного значения, модулю фильтрации и системе регулирования турбореактивного двигателя, турбореактивному двигателю, оборудованному такой системой.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.
Способ управления форсажной камерой сгорания // 2665567
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.
Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя // 2664901
Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя. Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя включает связанные друг с другом датчики и сигнализаторы двигательных параметров, блок мониторинга параметров двигателя и электронный регулятор двигателя.
Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора.
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.
Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства.
Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода.
Система управления газотурбинным двигателем // 2641786
Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе.
Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.
Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды.
Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.
