Способ и устройство для мониторинга системы приведения в действие на основе сервоклапанов

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением. Технический результат изобретения - повышение эффективности данного способа. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к области техники систем приведения в действие на основе сервоклапанов. Изобретение конкретно относится к системе приведения в действие для авиационного турбореактивного двигателя.

Турбореактивный двигатель типично содержит системы приведения в действие на основе сервоклапанов, предназначенные для управления изменяемыми геометриями турбореактивного двигателя.

Под "изменяемыми геометриями" турбореактивного двигателя здесь подразумеваются модули двигателя или его окружения, размеры, формы, позиции и/или скорости которых могут быть модифицированы в зависимости от определенных событий или рабочих параметров двигателя. Примеры "изменяемых геометрий" представляют собой лопасти статора с регулируемым шагом спрямляющих аппаратов компрессора, выпускные клапаны компрессора, кромки лопастей турбины и дозатор топлива.

В типичном варианте эти системы приведения в действие отслеживаются посредством модуля электронного управления системы управления двигателем или EEC ("электронного управления двигателем") таким образом, чтобы адаптировать изменяемые геометрии к сценарию полета. Управление обеспечивается через контуры обратной связи.

Таким образом, следует четко понимать, что мониторинг систем для приведения в действие изменяемых геометрий в турбореактивном двигателе является крайне важным с точки зрения готовности и производительности турбореактивного двигателя.

Ухудшение характеристик этих систем приведения в действие конкретно выражается посредством несовместимых позиций и/или размеров модулей турбореактивного двигателя с управляющими воздействиями ECU в установившемся рабочем режиме или посредством медленной реакции этих модулей на эти управляющие воздействия в переходных режимах. Эти ухудшения характеристик являются настораживающими признаками неисправности, поскольку, в общем, в первой фазе они компенсируются либо посредством контуров обратной связи систем приведения в действие либо без конкретного последствия, за исключением реконфигурации (например, изменения в активном канале управления).

Тем не менее, после некоторого времени, в течение которого эти ухудшения характеристик сохраняются и усиливаются, они больше не могут компенсироваться, поскольку управляющее оборудование имеет ограничения. Таким образом, эти ухудшения характеристик могут иметь последствия в виде снижения эксплуатационных параметров турбореактивного двигателя или его поломки. Это может выражаться посредством сообщения с ошибкой, передаваемого посредством ECU. Следовательно, определение этого ухудшения характеристик является слишком запоздалым, поскольку оно осуществляется только тогда, когда возникает неисправность в системе приведения в действие.

Конкретный тип ухудшения характеристик представляет собой смещение тока покоя сервоклапана, как показано на фиг. 2.

Фиг. 2 является графиком, который иллюстрирует кривую рабочей характеристики сервоклапана. Более конкретно график на фиг. 2 иллюстрирует зависимое от времени изменение в гидравлическом расходе Q, доставляемом посредством сервоклапана 3 в актуатор, в зависимости от управляющего тока Icmd. На фиг. 2 Imax представляет максимальное значение управляющего тока Icmd, которое может предоставлять ECU.

Кривая 20 соответствует расчетному режиму сервоклапана и показывает то, что ток покоя сервоклапана, т.е. управляющий ток, требуемый для поддержания актуатора в определенной позиции, имеет ненулевое значение I0. Тем не менее, в расчетном режиме ток Imax дает возможность предоставления максимального гидравлического расхода Qmax.

Кривая 21 иллюстрирует нерасчетный режим сервоклапана, например режим после старения. Можно видеть, что ток покоя имеет значение I1 большее I0. Другими словами, выявлено смещение тока покоя сервоклапана. Дополнительно в нерасчетном режиме кривой 21 ток Imax больше не дает возможности предоставления максимального гидравлического расхода Qmax. Другими словами, кривая 21 соответствует режиму ухудшенных характеристик сервоклапана.

Определение такого режима ухудшенных характеристик хорошо известно. Тем не менее, в ходе определения рабочие характеристики турбореактивного двигателя уже существенно затронуты.

Следовательно, существует потребность в эффективном способе мониторинга для системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, в частности для того, чтобы иметь возможность доставлять уведомление о необходимости технического обслуживания для этой системы приведения в действие до того, как снизятся эксплуатационные параметры турбореактивного двигателя или произойдет его поломка.

Аналогичная потребность существует в других вариантах применения системы приведения в действие на основе сервоклапанов.

Документ US 2009/0306830 описывает способ для мониторинга системы клапанов, в котором время переключения элемента клапана измеряется между двумя позициями. Если эта длительность превышает предварительно определенное пороговое значение, способ определяет то, обусловлено это превышение износом системы или общим режимом. Общий режим, например, представляется посредством управляющего тока электромагнитного клапана. Управляющий ток сравнивается с опорным значением. Тем не менее, этот документ не описывает, что релевантный управляющий ток является средним значением управляющего тока в ходе обнаружения стабилизированного режима, при этом стабилизированный режим определяется посредством верификации того, что измеренная позиция актуатора остается постоянной. Напротив, описанный способ мониторинга требует переключения элементов клапана между двумя позициями.

Цель и сущность изобретения

Настоящее изобретение удовлетворяет вышеуказанную потребность посредством предложения способа для мониторинга системы приведения в действие, содержащей устройство управления, сервоклапан и актуатор, управляемый посредством сервоклапана, причем устройство управления может определять управляющий ток согласно заданному значению позиции и измеренной позиции актуатора и предоставлять управляющий ток в сервоклапан. Этот способ мониторинга отличается тем, что он содержит:

- этап для определения стабилизированного режима,

- этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима, и

- этап для сравнения среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

Соответственно изобретение также направлено на устройство управления для системы приведения в действие, содержащей устройство управления, сервоклапан и актуатор, управляемый посредством сервоклапана, причем устройство управления может определять управляющий ток согласно заданному значению позиции и измеренной позиции актуатора и предоставлять управляющий ток в сервоклапан. Это устройство мониторинга отличается тем, что оно содержит:

- средство для определения стабилизированного режима,

- средство для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима, и

- средство для сравнения среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

В стабилизированном режиме позиция актуатора соответствует заданному значению позиции. Следовательно, управляющий ток сервоклапана соответствует току покоя сервоклапана. Вычисление среднего значения этого тока дает возможность работы без быстрых изменений, и сравнение с пороговым значением дает возможность тестирования того, является или нет смещение тока покоя приемлемым.

Способ мониторинга может содержать, перед этапом определения, этап ожидания с периодом ожидания, в ходе которого определяется стабилизированный режим.

Это предоставляет возможность выжидания ослабления возможных переходных эффектов после определения этого стабилизированного режима.

В варианте осуществления стабилизированный режим определяется согласно позиции актуатора.

В варианте осуществления система приведения в действие является системой для приведения в действие изменяемых геометрий авиационного турбореактивного двигателя, при этом стабилизированный режим определяется, когда воздушное судно находится на земле.

Среднее значение может быть определено согласно управляющему току, определенному посредством устройства управления.

Следовательно, среднее значение является точным, поскольку на него не влияет точность измерения управляющего тока.

В этом случае устройство управления может содержать пропорционально-интегральный контроллер, при этом среднее значение определяется согласно интегральному току управления.

Согласно варианту осуществления способ мониторинга содержит, когда среднее значение превышает или равно предварительно определенному пороговому значению, этап для формирования сообщения о необходимости технического обслуживания.

В конкретном варианте осуществления различные этапы способа мониторинга определяются посредством инструкций компьютерных программ.

Соответственно изобретение также направлено на компьютерную программу на носителе информации, причем эта программа может применяться в устройстве мониторинга или, если обобщать, в компьютере, причем эта программа включает в себя инструкции, выполненные с возможностью для применения этапов способа мониторинга, как описано выше.

Эта программа может использовать любой язык программирования и иметь форму исходного кода, объектного кода или промежуточного кода между исходным кодом и объектным кодом, к примеру в частично компилированной форме либо в любой другой требуемой форме.

Изобретение также направлено на машиночитаемый носитель информации и включает в себя инструкции компьютерной программы, как упомянуто выше.

Носитель информации может быть любым объектом, сущностью или устройством, допускающим сохранение программы. Например, носитель может включать в себя средство хранения, такое как ROM, например CD-ROM или ROM микроэлектронной схемы, либо дополнительно средство магнитной записи, например дискету (гибкий диск) или жесткий диск.

С другой стороны, носитель информации может представлять собой передающую среду, к примеру электрический или оптический сигнал, который может быть передан через электрический или оптический кабель, по радиосвязи либо посредством другого средства. Программа согласно изобретению может, в частности, загружаться по сети Интернет.

Альтернативно носитель информации может быть интегральной схемой, в которую включена программа, при этом схема выполнена с возможностью осуществления релевантного способа или использования при его осуществлении.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения должны становиться очевидными из нижеприведенного описания в отношении прилагаемых чертежей, которые иллюстрируют примерный его вариант осуществления без ограничений.

На этих чертежах:

фиг. 1 иллюстрирует систему приведения в действие турбореактивного двигателя,

фиг. 2 является графиком, который иллюстрирует кривую работы сервоклапана,

фиг. 3 иллюстрирует в качестве блок-схемы последовательности операций способа основные этапы способа мониторинга согласно изобретению.

Подробное описание вариантов осуществления

Как описано выше, изобретение относится к мониторингу цепочек сервоуправления систем приведения в действие на основе сервоклапанов. В варианте осуществления, описанном здесь, рассматривается мониторинг цепочки сервоуправления системы приведения в действие, управляющей изменяемой геометрией турбореактивного двигателя в качестве оборудования воздушного судна. Тем не менее, это допущение не накладывает никаких ограничений. Изобретение также применяется к другим системам приведения в действие с использованием сервоклапана, в частности к строительному оборудованию, промышленным роботам и т.п.

Приведение в действие изменяемой геометрии, например, соответствует управлению:

- позицией дозатора топлива турбореактивного двигателя, так же известного как FMV ("клапан дозирования топлива");

- позициями выпускных клапанов компрессора турбореактивного двигателя, к примеру систем приведения в действие на основе регулируемого дренажного клапана (регулируемого дренажного клапана) и TBV (динамического дренажного клапана);

- углами тангажа лопастей статора турбореактивного двигателя, так же известных как VSB (поворотная лопасть статора); и

- зазорами в кромках лопасти турбины высокого давления или низкого давления, к примеру систем приведения в действие на основе HPTACC (активного управления зазорами турбины высокого давления) или LPTACC (активного управления зазорами турбины низкого давления).

Фиг. 1 иллюстрирует систему 1 приведения в действие, управляющую позицией дозатора топлива турбореактивного двигателя. Система приведения в действие содержит устройство 2 управления, сервоклапан 3 и актуатор 4. Позиция актуатора 4 влияет на расход топлива, доставляемого посредством дозатора топлива (не показан).

Устройство 2 управления может быть компьютером турбореактивного двигателя (ECU, "модулем управления двигателем"), также называемым автономным устройством управления для воздушного судна (FADEC, "автономной цифровой системой управления двигателем").

Актуатор 4 ассоциирован с датчиком 5 позиции. Позиция актуатора 4 управляется посредством сервоклапана 3, непосредственно управляемого посредством устройства 2 управления. Более конкретно сервоклапан 3 адаптирует гидравлическую мощность, доставляемую в актуатор 4, согласно электрическому управляющему току Icmd, который он принимает из устройства 2 управления.

Позиция актуатора 4, измеряемая посредством датчика 5, указывается как Pos_m и предоставляется в устройство 2 управления.

Устройство 2 управления, сервоклапан 3 и актуатор 4 образуют контур обратной связи. Фактически устройство 2 управления определяет разность ε между позицией Pos_m и заданным значением позиции, указанным как Pos_c. Разность ε предоставляется в контроллер 6, например, пропорционально-интегрального типа, который определяет управляющий ток Icmd.

Устройство 2 управления здесь имеет аппаратную архитектуру компьютера. Оно конкретно включает в себя процессор 11, энергонезависимое запоминающее устройство 12, энергозависимое запоминающее устройство 13, интерфейс 14 и модуль 15 связи. С помощью процессора 11 можно выполнять компьютерные программы, сохраняемые в памяти в энергонезависимом запоминающем устройстве 12, посредством использования энергозависимого запоминающего устройства 13. Интерфейс 14 дает возможность получения измерительных сигналов, в частности позиции Pos_m и измерения управляющего тока Icmd, указанного как Imes, с одной стороны, и передачи управляющих сигналов, в частности управляющего тока Icmd, с другой стороны.

Модуль 15 связи дает возможность обмена данными с другими объектами, в частности оборудованием для технического обслуживания.

В варианте осуществления определение заданного значения Pos_c позиции и разности ε, а также применение контроллера 6 соответствует управляющей программе, сохраняемой в памяти в энергонезависимом запоминающем устройстве 12 и выполняемой посредством процессора 11.

Как пояснено во введении со ссылкой на фиг. 2, ток покоя сервоклапана 3 может смещаться. Следует понимать, что между значениями I0 и I1 тока покоя, надлежащим образом соответствующими расчетному режиму и режиму ухудшенных характеристик, обнаруживается пороговый ток Iseuil, вплоть до которого смещение тока покоя остается приемлемым.

Далее со ссылкой на фиг. 3 описывается способ мониторинга согласно изобретению, предназначенный для того, чтобы определять то, является или нет смещение тока покоя сервоклапана 3 приемлемым. Способ мониторинга применяется посредством устройства 2 управления, которое в силу этого также является устройством мониторинга согласно изобретению.

Способ мониторинга по фиг. 3 начинается на этапе E0, и затем на этапе E1 проверяется то, определяется или нет стабилизированный режим.

Стабилизированный режим, например, может быть определен, когда измеренная позиция Pos_m остается постоянной.

Дополнительно или альтернативно другой режим может быть использован для определения стабилизированного режима, а именно:

воздушное судно находится на земле (что типично указывается посредством значения компьютерной переменной, называемой WOW, "обжатие колес массой самолета (сигнал касания колесами ВПП)").

Рабочий режим N двигателя является постоянным, например, соответствующим режиму холостого хода на земле.

Когда стабилизированный режим не определяется, способ мониторинга циклически переходит к этапу E1. С другой стороны, если определяется стабилизированная позиция, способ мониторинга продолжается на этапе E2.

На этапе E2 способ ожидает в течение предварительно определенного периода ожидания, в ходе которого определяется стабилизированный режим.

Этап E2 является, например, контуром для подсчета числа тактовых циклов реального времени. Если в каждом подсчитанном цикле определяется стабилизированный режим, способ переходит к этапу E3, когда счетчик циклов достигает предварительно определенного значения. С другой стороны, если стабилизированный режим больше не определяется до того как счетчик циклов достигает предварительно определенного значения, способ мониторинга возвращается к этапу E1.

Этап E2 дает возможность выжидания ослабления возможных переходных эффектов вследствие работы турбореактивного двигателя перед определением стабилизированного режима на этапе E1.

Затем на этапе E3 среднее значение Imoy управляющего тока Icmd определяется в течение предварительно определенного времени, во время которого определяется стабилизированный режим.

Среднее значение Imoy представляет ток покоя сервоклапана 3. Фактически когда стабилизированный режим определяется, измеренный Pos_m является постоянным и равным заданному значению Pos_c. Следовательно, управляющий ток Icmd используется просто для поддержания позиции постоянной.

Этап E3, например, применяется посредством контура для подсчета числа тактовых циклов реального времени. В каждом цикле i вычисляется сумма S(i)=S(i-1)+Icmd. После предварительно определенного числа n циклов сумма S(n) делится на n, чтобы получать Imoy: Imoy=S(n)/n.

В каждом цикле, если стабилизированный режим больше не определяется, способ мониторинга переходит к началу (этап E0). С другой стороны, если стабилизированный режим всегда определяется вплоть до n-го цикла и до вычисления Imoy, то способ переходит к этапу E4.

На этапе E4 ток Iavg сравнивается с пороговым током Iseuil.

Если Imoy меньше Iseuil, это означает, что смещение тока покоя сервоклапана 3 является приемлемым. Следовательно, способ мониторинга завершается на этапе E6 без отправки сообщений о необходимости технического обслуживания.

С другой стороны, если Imoy превышает или равен Iseuil, это означает то, что смещение тока покоя сервоклапана 3 больше не является приемлемым. Следовательно, способ мониторинга завершается на этапе E5, на котором формируется сообщение о необходимости технического обслуживания.

Сообщение о необходимости технического обслуживания, например, сохраняется в памяти в энергонезависимом запоминающем устройстве 12 и затем перенаправляется в конкретное оборудование для технического обслуживания посредством модуля 15 связи.

Период ожидания этапа E2, длительность, учитываемая для вычисления среднего Imoy, и пороговое значение Iseuil могут выбираться разработчиком способа мониторинга согласно целевому применению.

Например, период ожидания этапа E2 и длительность, учитывая вычисления среднего Imoy на этапе E3, могут составлять по 10 секунд.

В этом случае полная длительность этапов E2 и E3, в течение которой требуется определять стабилизированный режим, составляет 20 секунд. Такая длительность меньше длительности, в течение которой самолет работает на холостом ходу на земле перед взлетом во время типичного задания. Следовательно, можно определять стабилизированный режим и выполнять этапы E2 и E3 в это время.

Кроме того, известно, что контур двигателя типично имеет собственную частоту, соответствующую периоду порядка 4 секунд. Для синхросигнала реального времени с типичным периодом 15 мс вычисление Imoy за период в 10 секунд соответствует n=666 циклов и, как следствие, дает возможность получения реального среднего независимо от колебаний контура двигателя. Дополнительно период ожидания в 10 секунд превышает период контура двигателя и, как следствие, дает возможность выжидания ослабления переходных эффектов.

Значение Iseuil может быть выбрано согласно кривой номинальной характеристики сервоклапана 3, максимальному току, который может предоставлять устройство 2 управления, и точности тока, предоставляемой посредством устройства 2 управления.

На этапе E3 среднее Imoy вычисляется согласно управляющему току Icmd. Более конкретно среднее Imoy вычисляется согласно значению управляющего тока Icmd, вычисленному посредством контроллера 6. В случае пропорционально-интегрального контроллера это значение равно интегральному току контроллера, когда определяется стабилизированный режим. Таким образом, среднее Imoy может быть вычислено согласно значению интегрального тока контроллера. Альтернативно среднее Imoy может быть вычислено согласно измеренному значению Imes управляющего тока Icmd. Тем не менее, в этом случае на среднее Imoy влияет точность измерения.

В варианте осуществления этапы по фиг. 3 соответствуют программе мониторинга, сохраняемой в памяти в энергонезависимом запоминающем устройстве 12 и выполняемой посредством процессора 11.

Согласно другому преимуществу изобретения, идентификация тока покоя сервоклапана может давать возможность ненасыщения интегральной части контроллера 6 пропорционально-интегрального типа и в силу этого ограничения ошибки вследствие смещения (в течение переходного режима) для позиции актуатора, управляемого посредством сервоклапана. В случае управления углами тангажа статора турбореактивного двигателя (VSV) эта повышенная точность дает возможность получения большего допустимого запаса и, как следствие, большей надежности.

1. Способ для мониторинга системы приведения в действие, содержащей устройство управления, сервоклапан и актуатор, управляемый посредством сервоклапана, причем устройство управления выполнено с возможностью определять управляющий ток согласно заданному значению позиции и измеренной позиции актуатора и предоставлять упомянутый управляющий ток в сервоклапан, при этом способ мониторинга содержит этапы на которых:
- определяют стабилизированный режим посредством проверки того, что упомянутая измеренная позиция остается постоянной,
- определяют среднее значение управляющего тока в ходе определения стабилизированной позиции, и
- сравнивают упомянутое среднее значение с предварительно определенным пороговым значением.

2. Способ мониторинга по п. 1, дополнительно содержащий, перед этапом определения, этап, на котором ожидают в течение периода ожидания, в ходе которого определяется стабилизированный режим.

3. Способ мониторинга по п. 1, в котором система приведения в действие является системой для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя воздушного судна, при этом стабилизированный режим определяется, когда воздушное судно находится на земле.

4. Способ мониторинга по п. 1, в котором упомянутое среднее значение определяется согласно управляющему току, определенному посредством устройства управления.

5. Способ мониторинга по п. 4, в котором устройство управления содержит пропорционально-интегральный контроллер, причем упомянутое среднее значение определяется согласно интегральному току контроллера.

6. Способ мониторинга по п. 1, дополнительно содержащий, когда упомянутое среднее значение превышает или равно упомянутому предварительно определенному пороговому значению, этап, на котором формируют сообщение о техническом обслуживании.

7. Машиночитаемый носитель записи, на который записывается компьютерная программа, содержащая инструкции для выполнения этапов способа мониторинга по п. 1.

8. Способ мониторинга по п. 1, дополнительно содержащий этап определения того, должно ли уведомление о техническом обслуживании для системы приведения в действие быть сформированным перед тем как снизились эксплуатационные параметры турбореактивного двигателя или произошла его поломка.

9. Устройство управления для системы приведения в действие, содержащей устройство управления, сервоклапан и актуатор, управляемый посредством сервоклапана, причем устройство управления выполнено с возможностью определять управляющий ток согласно заданному значению позиции и измеренной позиции актуатора и предоставлять упомянутый управляющий ток в сервоклапан, при этом устройство управления содержит:
- средство для определения стабилизированного режима посредством проверки того, что упомянутая измеренная позиция остается постоянной,
- средство для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима, и
- средство для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

10. Устройство по п. 9, дополнительно содержащее средство для определения того, должно ли уведомление о техническом обслуживании для системы приведения в действие быть сформированным перед тем, как снизились эксплуатационные параметры турбореактивного двигателя или произошла его поломка.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки.

Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода.

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя.

Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах.

Камера сгорания предназначена для использования в способе поэтапного изменения подачи топлива, при котором части топлива, подаваемые во множестве мест ввода топлива в камеру сгорания, варьируются в соответствии с требуемой мощностью.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е.

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.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинной установки, содержащей компрессор, турбину и камеру сгорания с группой пусковых горелок, группой горелок с предварительным смешением, работающих на обогащенной топливовоздушной смеси, и группой горелок с предварительным смешением, работающих на обедненной топливовоздушной смеси, в условиях изменения состава поступающего газового топлива, при этом указанный способ включает стадии: непрерывного измерения в реальном времени состава газового топлива, регулирования работы указанного газотурбинного двигателя и сжигание топлива в указанных горелках с использованием указанных измерений состава газового топлива в реальном времени.

Изобретение относится к энергетике. Способ формирования сигнала установочной точки подачи топлива, подаваемого клапаном золотникового типа измерительного устройства в систему впрыска топлива для впрыска топлива в камеру сгорания турбодвигателя, причем положение золотникового клапана зависит от сигнала установочной точки.

Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления. Благодаря обеспечению сравнительно высокого давления топлива пилотное пламя в необходимых случаях эксплуатации может гореть стабилизированным образом. Также могут предотвращаться термоакустические колебания, а также затухание пламени, даже при сравнительно низком давлении в топливной сети (13). Использование изобретения позволяет также обеспечить возможность надежной работы газовой турбины (40) во время ее пуска, при перегрузке топлива и/или при сбросе нагрузки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки. Технический результат изобретений – повышение стабильности работы газовой турбины. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением ..В случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение nв, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания. При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия осуществляют снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя. Причем при сохранении данных условий в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью. В случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают. Изобретение позволяет повысить безопасность полета на взлете самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Система топливопитания газотурбинного двигателя относится к области двигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей летательного аппарата. Система содержит регулятор, связанный с датчиками параметров работы двигателя, насос высокого давления и основной топливный насос для подачи топлива, переключатели подключения насосов с устройствами управления, связанными с регулятором, а также датчики давления топлива, установленные на выходе насосов и связанные с регулятором. В системе установлен регулируемый гидроприводной топливный насос, который содержит дросселирующий элемент с сервомотором, шестеренный гидромотор и шестеренный насос, кинематически связанные между собой, и датчик давления топлива на выходе. При этом вход в шестеренный гидромотор через дросселирующий элемент гидравлически связан с выходом насоса высокого давления, выход из шестеренного гидромотора гидравлически связан с выходом из шестеренного насоса, а сервомотор дросселирующего элемента гидравлически связан с переключателем. Изобретение позволяет повысить энергетическую эффективность и снизить подогрев топлива за счет уменьшения отбора топлива от топливного насоса высокого давления, а также за счет работы основного топливного насоса на режимах с большей величиной КПД. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя на режимах запуска путем формирования необходимой величины ускорения ротора, которая уточняется непрерывно в процессе запуска вплоть до выхода на заданный режим. Предварительно задают требуемое время запуска в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, дополнительно измеряют текущее время от начала запуска, при этом величину ускорения ротора на режиме малого газа, требуемого для реализации заданного времени запуска, непрерывно определяют в процессе запуска до выхода на режим малого газа по формуле: ,где nзад - частота вращения ротора на режиме малого газа;nтек - текущая частота вращения ротора;tзад - требуемое время запуска;tтек - текущее время от начала запуска. 2 ил.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой. При этом пороговое значение предназначено для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя. Также представлены применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования, устройство для регулирования порогового значения расхода топлива и турбинный двигатель. Изобретение позволяет увеличить производительность турбинного двигателя. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к дозирующему топливному устройству для топливного инжектора турбоустройства летательного аппарата, а также к камере сгорания турбоустройста летательного аппарата и к турбоустройству. Дозирующее устройство содержит: отверстие для подачи топлива, подвижный уплотнительный элемент для уплотнения отверстия, а также упругое средство возврата, выполненное с возможностью побуждать перемещение уплотнительного элемента в направлении закрытого положения, в котором элемент уплотняет упомянутое отверстие, элемент выполнен с возможностью его смещения из закрытого положения. Дозирующее устройство содержит первое выходное отверстие, которое предназначено для сообщения с первым контуром инжектора, а также второе выходное отверстие, предназначенное для сообщения со вторичным контуром инжектора. Кроме того, применяется такая конструкция, что вплоть до определенного уровня смещения подвижного уплотнительного элемента последний пропускает топливо, поступающее из отверстия, так что оно достигает первого упомянутого выходного отверстия, и только за пределами определенного уровня смещения, элемент пропускает топливо, поступающее из отверстия, так что оно достигает второго отверстия. Группа изобретений позволяет уменьшить трение между двумя клапанами. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением. Технический результат изобретения - повышение эффективности данного способа. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх