Способ управления двухобмоточным электромагнитным клапаном авиационного газотурбинного двигателя



Владельцы патента RU 2496999:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно измеряют величину напряжения на выходе источника тока постоянного напряжения, по измеренной величине напряжения по наперед заданной зависимости определяют величину скважности переменного напряжения, которое сможет обеспечить поддержание управляющего сигнала в топливной системе ГТД, устанавливают выбранное значение скважности на выходе источника импульсного питания и через наперед заданное время, необходимое для срабатывания электромагнитного клапана, переключают питание обеих обмоток ДЭМК с питания от источника тока постоянного напряжения на питание от источника импульсного питания. Технический результат от использования изобретения заключается в том, что обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известен способ управления электромагнитным реле в автоматической панели пуска ГТД, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.183.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность при использовании на переходных режимах работы двигателя.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления двухобмоточным электромагнитным клапаном авиационного ГТД, заключающийся в том, что для выработки управляющего сигнала в топливной системе ГТД подключают обе обмотки электромагнита к источнику тока постоянного напряжения, Брускин Д.Э. «Основы электрооборудования летательных аппаратов», часть II, М., «Высшая школа», 1978 г., с.142-144.

Недостатком этого устройства является следующее. В современных САУ ГТД двухобмоточные электромагнитные клапаны (ДЭМК) используются для выполнения различных функций. Например, в электронно-гидромеханической САУ двигателя ПС-90А2 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, ДЭМК селектора «электроника-гидромеханика» используется для управления золотником селектора. По команде электронного регулятора РЭД-90А2М разработки и производства ОАО «СТАР», г.Пермь, входящего в состав САУ двигателя ПС-90А2, на обмотки ДЭМК селектора подается постоянное напряжение 27 В. При этом в агрегате НР-90А2 разработки и производства ОАО «СТАР», г.Пермь, входящем в состав САУ двигателя ПС-90А2, формируется гидравлическая команда на перекладку золотника в положение «электроника». Для обеспечения управления двигателем от агрегата РЭД-90А2М в течение всего полета (для самолета Ил-96-300 с двигателями ПС-90А при перелете из Москвы в Нью-Йорк это время может составлять 11 часов) ДЭМК необходимо держать под напряжением.

С учетом того, что в состав САУ каждого двигателя ПС-90А входит более десятка исполнительных элементов, подобных ДЭМК, а электрогенераторы, обеспечивающие в том числе электропитание САУ, приводятся от коробки приводов двигателя, это приводит к дополнительному расходу топлива и, как следствие, снижению экономичности двигателя и уменьшению дальности полета самолета.

Кроме того, длительное нахождение ДЭМК под напряжением приводит к нагреву всего узла, куда входит ДЭМК, что может привести к снижению надежности работы САУ и, как следствие, снижению надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления двухобмоточным электромагнитным клапаном (ДЭМК) авиационного ГТД, заключающимся в том, что для выработки управляющего сигнала в топливной системе ГТД подключают обе обмотки электромагнита к источнику тока постоянного напряжения, дополнительно измеряют величину напряжения на выходе источника тока постоянного напряжения, по измеренной величине напряжения по наперед заданной зависимости определяют величину скважности переменного напряжения, которое сможет обеспечить поддержание управляющего сигнала в топливной системе ГТД, устанавливают выбранное значение скважности на выходе источника импульсного питания и через наперед заданное время, необходимое для срабатывания электромагнитного клапана, переключают питание обеих обмоток ДЭМК с питания от источника тока постоянного напряжения на питание от источника импульсного питания.

На фигуре представлена структурная схема устройства, реализующего заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные первый блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), селектор 3 «электроника - гидромеханика», блок 4 исполнительных элементов (ИЭ), последовательно соединенные второй блок 5 датчиков, гидромеханический регулятор 6 (ГМР), выход ГМР 6 подключен к селектору 3, блок 7 встроенного контроля (БВК), конструктивно интегрированный в ЭР 2, выход БВК 7 подключен к селектору 3 через ДЭМК 8.

Устройство работает следующим образом. ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, Шляхтенко С.М. «Теория авиационных ВРД», М., «Машиностроение», 1974 г., с.276-278, с.346-347) формирует управляющее воздействие на ИЭ 4, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в камеру сгорания двигателя, положения лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора и клапанов (КПВ) перепуска воздуха.

Работоспособность ЭР 2 оценивается БВК 7 по известным принципам (см., например, Васильев В.И. «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1989 г., с.122-134).

При исправном ЭР 2 на вход ДЭМК 8 подается напряжение от источников питания ЭР 2 (на фигуре не показаны). При этом селектор 3 находится в положении «электроника» и пропускает в блок 4 ИЭ управляющие команды ЭР 2.

Управление напряжением питания ДЭМК 8 осуществляется следующим образом.

Для выработки управляющего сигнала в топливной системе ГТД (в данном случае - гидравлического сигнала для управления положением золотника селектора 3) подключают обе обмотки ДЭМК 8 к источнику тока постоянного напряжения ЭР 2 (на фигуре не показан). Одновременно с этим с помощью аппаратных средств ЭР 2 (на фигуре не показаны) измеряют величину напряжения на выходе источника тока постоянного напряжения, по измеренной величине напряжения по наперед заданной зависимости определяют величину скважности переменного напряжения, которое сможет обеспечить поддержание управляющего сигнала в топливной системе ГТД (нахождение золотника селектора 3 в положении «электроника»).

Пример такой зависимости приведен в книге Дьякова В.И. «Типовые расчеты по электрооборудованию. Практическое пособие». М., «Высшая школа», 1991 г., с.95.

После этого устанавливают выбранное значение скважности на выходе источника импульсного питания ЭР 2 (на фигуре не показан) и через наперед заданное время, необходимое для срабатывания электромагнитного клапана (например, для МКТ-2302 или МКТ-6302, входящих в состав гидромеханических агрегатов производства ОАО «СТАР», это время составляет 0,05 с), переключают питание обеих обмоток ДЭМК 8 с питания от источника тока постоянного напряжения на питание от источника импульсного питания.

Это позволяет снизить электрическую мощность, потребляемую ДЭМК 8, и тепловыделение.

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Способ управления двухобмоточным электромагнитным клапаном (ДЭМК) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в том, что для выработки управляющего сигнала в топливной системе ГТД подключают обе обмотки ДЭМК к источнику тока постоянного напряжения, отличающийся тем, что дополнительно измеряют величину напряжения на выходе источника тока постоянного напряжения, по измеренной величине напряжения по наперед заданной зависимости определяют величину скважности переменного напряжения, которое сможет обеспечить поддержание управляющего сигнала в топливной системе ГТД, устанавливают выбранное значение скважности на выходе источника импульсного питания и через наперед заданное время, необходимое для срабатывания электромагнитного клапана, переключают питание обеих обмоток ДЭМК с питания от источника тока постоянного напряжения на питание от источника импульсного питания.



 

Похожие патенты:

Объектом настоящего изобретения является способ определения углового положения первого ротора турбореактивного двигателя, согласно которому генерируют, по меньшей мере, одну вибрацию во время вращения первого ротора, при этом каждую вибрацию генерируют при прохождении первого ротора через одно и то же контрольное угловое положение; обнаруживают генерируемые вибрации; в данный момент получают угловое положение второго ротора турбореактивного двигателя относительно углового положения, которое он занимал в контрольный момент, представляющий обнаружение одной из вибраций, при этом упомянутый второй ротор связан во вращении с первым ротором и имеет скорость вращения, отличную от скорости вращения первого ротора; и на основании углового положения второго ротора определяют угловое положение первого ротора в этот данный момент.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). .

Изобретение относится к устройству выравнивания давления в по меньшей мере одной камере для подшипников турбореактивного двигателя, содержащей средства для подачи жидкой смазки к подшипнику, средства для впуска воздуха, по меньшей мере одну систему уплотнения, расположенную между статором и ротором спереди и/или сзади подшипника, средства восстановления для восстановления жидкой смазки и средства удаления для удаления смеси воздуха и остатков жидкой смазки в направлении контура вентиляции.

Изобретение относится к магнитной пробке с функцией сигнализации для жидкостного контура, причем упомянутая пробка включает в себя первый магнитный электрод и второй магнитный электрод, выполненные таким образом, чтобы в установленном положении магнитной пробки они соприкасались с жидкостью, протекающей в жидкостном контуре, так, чтобы детектировать присутствие металлических частиц, которые могут находиться в упомянутой жидкости.

Изобретение относится к энергетике. .

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам генерирования электроэнергии. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно вводится ограничитель максимального расхода топлива, вход которого подключен к выходу датчика давления воздуха на вход в ГТД, а выход - к дозатору топлива, топливный насос установлен в отдельном корпусе и максимальном при данных габаритах устройства расстоянии от коробки приводов ГТД, а электрогидропреобразователь - на минимально возможном расстоянии от коробки приводов ГТД. Технический результат от использования изобретения заключается в повышении надежности работы ГТД и безопасности полета ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы двигателя осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД). Система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий - с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления. Технический результат изобретения - повышение точности управления ГТД за счет обеспечения контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также за счет обеспечения контроля точности и достоверности фактических измерений в условиях возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов агрегатов самого ГТД. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления расходом топлива при запуске газотурбинной установки включает управление подачей топлива к указанной установке путем управления давлением подаваемого топлива и модулирования подачи топлива к установке, если температура выхлопных газов установки приближается к заданной температуре выхлопных газов, чтобы понизить температуру выхлопных газов установки до уровня ниже заданной температуры выхлопных газов. Также представлена система регулирования подачи топлива при запуске газотурбинной установки. Изобретение позволяет достигнуть надежности запуска на больших высотах и при более низких предельных температурах. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области реактивной техники, в частности к области диагнострирования и эксплуатации реактивных двигателей на жидких углеводородных горючих. Осуществление изобретения: в компьютерную базу данных с заложенной соответствующей программой вводят заданные значения степени закоксованности форсунок и соответствующие им значения и параметры тяги реактивного двигателя, затем системой датчиков замеряют значения текущей максимальной тяги на любом из эксплуатационных режимов, которые поступают в компьютерную базу данных, затем сравнивают значения текущей максимальной тяги с заданным значением тяги и определяют оптимальное значение степени закоксованности форсунок по соотношению количества частично или полностью закоксованных форсунок к общему количеству незакоксованных, по которому и определяют остаточный ресурс реактивного двигателя. Способ позволяет осуществлять диагностику реактивного двигателя как на земле (перед взлетом), так и в полете. При этом нет необходимости снятия реактивного двигателя и отправки его в ремонт. Техническим результатом от использования заявляемого изобретения является повышение эффективности определения ресурса путем диагностирования характеристик реактивного двигателя, основанного на определении степени закоксованных форсунок к незакоксованным, что способствует повышению безопасности эксплуатации, предотвращая ряд катастроф. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство гашения крутильных колебаний содержит датчик крутящего момента, гаситель крутильных колебаний, соединенный с указанным датчиком крутящего момента, контроллер частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным гасителем крутильных колебаний, и преобразователь частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным контроллером и выполненный с возможностью управления электрической мощностью, подаваемой к электродвигателю, на основе сигналов частотно-регулируемого привода, которые генерируются контроллером и преобразуются сигналом, корректирующим крутящий момент и предназначенным для гашения крутильных колебаний на собственной частоте цепи сжатия. Технический результат - уменьшение или сглаживание неблагоприятного воздействия переменного крутящего напряжения. 2н. и 13з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно вокруг электронного регулятора двигателя установлены с зазором два стальных кожуха с вентиляционными пазами, на каждый кожух нанесен слой огнезащитной пасты, а электрические разъемы на датчиках и электропреобразователе и кабели между электронным регулятором двигателя и датчиками и электропреобразователем выполнены в огнестойком исполнении. Технический результат изобретения заключается в повышении качества защиты основных элементов САУ от открытого пламени, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле самолета обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя, как элемента СУ самолета, и безопасность самого самолета. 2 ил.

Изобретение относится к области позиционного управления газовой турбиной. Технический результат изобретения - обеспечение позиционного управления газовой турбиной с получением необходимой динамики и точности позиционирования. Газ подают на лопатки турбины до достижения точки позиционирования, при этом по сигналу датчика обратной связи при подходе к точке позиционирования система управления переводит непрерывный режим подачи газа на лопатки турбины в режим импульсной подачи газа с одновременным обеспечением торможения вала турбины в промежутках между приводными импульсами, а при достижении точки позиционирования по сигналу датчика обратной связи вал турбины полностью затормаживается. 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. В способе эксплуатации комбинированной электростанции, включающей в себя газовую турбину и паровую турбину, соответственно посредством подключенного электрогенератора вырабатывают переменное напряжение соответствующей частоты и отдают его сети переменного напряжения, причем отходящий газ газовой турбины используется для вырабатывания пара для паровой турбины. На первом этапе внутренние потребители снабжаются в автономном режиме посредством газовой турбины, причем ее режимная точка выбирается так, что достигается минимальная температура пара для паровой турбины, на втором этапе в автономном режиме паровая турбина синхронизируется и запускается до рабочей точки, при которой может достигаться максимальное возрастание нагрузки, причем результирующее изменение нагрузки паровой турбины компенсируется газовой турбиной, на третьем этапе подключаются нагрузки потребителей, на четвертом этапе возрастание запрошенной нагрузки полностью или частично, а также длительно или временно обеспечивается паровой турбиной, на пятом этапе нагрузка паровой турбины постепенно снижается для возрастания ее способности к повышению нагрузки. Этапы с третьего по пятый повторяются до тех пор, пока не будет достигнута основная нагрузка комбинированной электростанции. Изобретение позволяет обеспечить надежное и гибкое восстановление сети при аварийном запуске. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано для осуществления перевода маневренной энергетической газотурбинной установки (ГТУ), в том числе в составе парогазовой установки (ПГУ), на предельно допустимую минимальную мощность при снижении электрической нагрузки энергосети. Способ уменьшения мощности энергетической ГТУ для перевода ее в режим минимальной электрической нагрузки заключается в том, что сначала уменьшают подачу топлива и сжатого в компрессоре воздуха в камеру сгорания до допустимого нижнего предела регулировочного диапазона, определяемого предельно допустимым коэффициентом избытка воздуха. Мощность ГТУ после достижения нижней границы регулировочного диапазона дополнительно уменьшают путем регулируемого перепуска части сжатого в компрессоре воздуха на его вход, контролируя степень перепуска по минимально допустимой температуре выхлопных газов ГТУ и допустимым выбросам в атмосферу оксидов азота. Техническим результатом изобретения является возможность снижения расхода подаваемого в камеру сгорания воздуха до больших пределов, по сравнению с использованием для этих целей регулирующего воздушного направляющего аппарата. Кроме того, при таком способе уменьшения мощности ГТУ расширяются регулировочные возможности в установлении требуемого соотношения топливо-воздух. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, включающий определение коэффициента давления турбины, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Также представлен контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление газовой турбиной. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 табл., 15 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2013-10-27 2013-10-28T16:57:22
Наверх