Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя

Авторы патента:

Петунин Валерий Иванович (RU)

Фрид Аркадий Исаакович (RU)

Распопов Евгений Викторович (RU)

Каримов Ирек Абдрашитович (RU)

Сибагатуллин Радмир Раилевич (RU)

F02C9/00 - Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C 7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D 27/00)

Владельцы патента RU 2601712:

Акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" (RU)

Использование: в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД. Данный измеритель содержит первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора. 5 ил.

Изобретение относится к области систем измерения температуры газа газотурбинного двигателя (ГТД).

Известно самонастраивающееся устройство для измерения температуры, содержащее основной и вспомогательные термопреобразователи, подключенные соответственно к основному и вспомогательному корректирующим звеньям, блок сравнения, входы которого соединены с выходом основного термопреобразователя и выходом вспомогательного корректирующего звена, а выход подключен к исполнительному органу, выходы которого подключены к управляющим входам корректирующих звеньев [Шукшунов В.Е. Корректирующие звенья в устройствах измерения нестационарных температур. М., Энергия, 1970, с. 97, рис. 62].

Недостатками этого устройства являются низкая динамическая точность и плохая помехоустойчивость.

Существует также другое самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся температур, содержащее последовательно соединенные термопреобразователь, второй сумматор, первый дифференциатор, первый блок умножения, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, выходом которого является значение, последовательно соединенные блок косвенного определения температуры, блок сравнения, вторым входом которого является выходное значение с первого сумматора, второй дифференциатор, второй блок умножения, второй вход которого является выходом первого дифференциатора, интегрирующий усилитель, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные фильтр, входом которого является выход второго дифференциатора, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора. В этом устройстве самонастройка осуществляется по сигналу с выхода устройства и сигналу от блока косвенного определения температуры [Кудрявцев А.В., Петунин В.И., Шаймарданов Ф.А. О повышении динамической точности определения температуры газов за турбиной газотурбинного двигателя. - Тезисы докл. Всесоюзной научн. конференции Методы и средства машинной диагностики газотурбинных двигателей и их элементов, т. 2, Харьков, 1980, с. 50].

Однако данное устройство обладает невысоким качеством переходных процессов подстройки постоянной времени корректирующего звена при различных начальных условиях. Кроме того, устройство обладает низкой помехоустойчивостью, что отрицательно сказывается на качестве процессов измерения температуры.

Термопару можно рассматривать как инерционное звено с передаточной функцией [Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1988. - 360 с., Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов / Под ред. А.А. Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с.]:

где K_т - коэффициент передачи термопары;

Т_т - постоянная времени термопары.

С изменением режима работы ГТД и условий полета постоянная времени термопары Т_т изменяется в соответствии с изменением расхода обтекающего ее газа G_г:

, где T_тр и G_гр - расчетные значения.

Для обычных экранированных термопар с протоком газа, устанавливаемых на ГТД, постоянная времени в стартовых условиях находится в пределах (1,5…4) с.

Для компенсации динамической погрешности термопары в цепь измерения после термопары необходимо ввести последовательный компенсатор инерционности термопары (КИТ) с передаточной функцией:

где K_к - коэффициент передачи КИТ;

Т_т - постоянная времени КИТ;

τ_к<<Т_к.

Тогда передаточная функция всего измерителя температуры:

где K_и=K_тK_к.

При компенсации динамической погрешности термопары, близкой к идеальной

(Т_к=Т_т), получим

где K_и - коэффициент передачи измерителя;

τ_к - постоянная времени КИТ.

В других случаях будет или недокомпенсация (Т_к<Т_т), или перекомпенсация (Т_к>Т_т), причем недокомпенсация приводит к забросу температуры газа, а перекомпенсация - к недобору тяги в замкнутой САУ ГТД во время переходных процессов.

Выполнение условия (1) на различных режимах ГТД и при разных условиях полета возможно только за счет изменения Т_к в самонастраивающемся измерителе температуры газа.

При построении самонастраивающихся измерителей температуры газа используются косвенные измерения различных параметров ГТД.

Рассмотрим самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся параметров [Кудрявцев А.В., Шаймарданов Ф.А., Фрид А.И., Рыжов И.Д. Самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся температур, Авторское свидетельство №1122904].

Устройство содержит последовательно соединенные термопреобразователь 1, второй сумматор 9, первый дифференциатор 2, первый блок 3 умножения, первый сумматор 4, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора 9, выходом которого является значение ( - значение температуры на выходе корректирующего звена), последовательно соединенные блок 7 косвенного определения температуры, блок 5 сравнения, вторым входом которого является выходное значение с первого сумматора 4, второй дифференциатор 10, второй блок 11 умножения, второй вход которого является выходом первого дифференциатора 2, интегрирующий усилитель 6, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения 3, последовательно соединенные фильтр 8, входом которого является выход второго дифференциатора 10, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора 9.

Устройство формирует значение T_k по закону:

где λ - постоянная величина;

- производная по времени сигнала на выходе термопреобразователя;

- производная величины , где - значение сигнала, вырабатываемого блоком косвенного определения температуры.

Блок сравнения 5 по сигналам с выхода блока 7 косвенного определения температуры и выхода сумматора 4, который является одновременно и выходом устройства, формирует сигнал рассогласовании . После дифференцирования во втором дифференциаторе 10 сигнал умножается в блоке 11 на сигнал , поступающий с выхода дифференциатора 2, и далее поступает на вход интегрирующего усилителя 6 с коэффициентом усиления λ. С выхода усилителя 6 сигнал T_k, пропорциональный величине (2), подается на вход блока 3 умножения, при этом постоянная времени корректирующего звена устанавливается равной постоянной времени термопреобразователя.

Выходной сигнал формируется сумматором 4 по сигналам с выхода первого блока 3 умножения и с выхода второго сумматора 9.

При использовании устройства для измерения температуры газа ГТД в системе автоматического регулирования заброс по температуре газа уменьшается почти в 3 раза, что позволяет более точно выходить на установившийся режим работы ГТД [Кудрявцев А.В., Шаймарданов Ф.А., Фрид А.И., Рыжов И.Д. Самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся температур, Авторское свидетельство №1122904].

Наиболее близким по достигаемому техническому результату, выбранным за ближайший аналог является самонастраивающийся измеритель температуры газа ГТД, построенный по принципу замкнутых самонастраивающихся систем (СНС) с эталонной моделью, где в качестве эталонной модели используется модель ГТД по каналу температуры газа ; ДТ - датчик температуры; Д - дифференциатор; БУ - блок умножения; НП - нелинейный преобразователь; И - интегратор. [Петунин В.И. Определение температуры газа ГТД с помощью косвенных измерений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2008. №1. - С. 51-55]. В предложенной схеме используется МТ-модель температуры газа, описываемая, например, в [Гуревич О.С., Гольберг Ф.Д. Интегрированное управление силовой установкой многорежимного самолета / О.С. Гуревич, Ф.Д. Гольберг, О.Д. Селиванов. Под общ. ред. О.С. Гуревича. - М.: Машиностроение, 1994. - 304 с.].

Для данного измерителя используется следующий алгоритм цепи самонастройки:

Для повышения динамической точности измерителя в рассмотренной СНС наряду с замкнутым контуром самонастройки используется также разомкнутый контур самонастройки постоянной времени корректирующего звена по частоте вращения ротора высокого давления n₂ (через НП, в соответствии с зависимостью T_к1 от n₂, получается приближенное значение постоянной времени корректирующего звена T_к1). Более точная подстройка постоянной времени корректирующего звена T_к осуществляется с помощью постоянной времени T_к2 в контуре подстройки, т.е. постоянная времени корректирующего звена является суммой двух значений Т_к=T_к1+T_к2.

Недостатком рассматриваемых измерителей температуры газа ГТД [Кудрявцев А.В., Шаймарданов Ф.А., Фрид А.И., Рыжов И.Д. Самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся температур, Авторское свидетельство №1122904, Петунин В.И. Определение температуры газа ГТД с помощью косвенных измерений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2008. №1. - С. 51-55, рисунок 1] является низкая помехоустойчивость, так как наличие двух дифференциаторов приводит к возникновению дополнительных помех в схемах.

В качестве прототипа рассмотрим измеритель [Петунии В.И. Определение температуры газа ГТД с помощью косвенных измерений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2008. №1. - С. 51-55, рисунок 1].

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является построение такого измерителя, который не уступает по качеству переходных процессов аналогичным измерителям температуры газа ГТД, но обладает более высокой помехоустойчивостью, чем известные аналоги.

Техническим результатом является повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в помехоустойчивом самонастраивающемся измерителе температуры газа газотурбинного двигателя, содержащем последовательно соединенные датчик температуры газа, дифференциатор, первый блок умножения и первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления, блок нелинейных преобразований и второй сумматор, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления, модель температуры газа, элемент сравнения, второй блок умножения и интегратор, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу модели температуры газа, выход датчика температуры окружающей среды подключен к третьему входу модели температуры газа, выход датчика давления окружающей среды подключен к четвертому входу модели температуры газа, выход первого сумматора подключен ко второму входу элемента сравнения, в отличие от прототипа дополнительно введены первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора.

Существо схемы поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлена блок-схема измерителя температуры газа газотурбинного двигателя; на фиг. 2, фиг. 3 - результаты моделирования переходных процессов прототипа и предлагаемого измерителя при различных постоянных времени термопары (T_т=5 с на фиг. 2 и T_т=1 с на фиг. 3). Из фиг. 2, фиг. 3 видно, что схема предложенного измерителя температуры газа не уступает прототипу по качеству переходных процессов. На фиг. 4, фиг. 5 представлены результаты моделирования тех же двух измерителей при наличии помех, из которых видны преимущества предложенной схемы.

Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя, содержащий последовательно соединенные датчик температуры газа (1), дифференциатор (2), первый блок умножения (3) и первый сумматор (4), последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления (5), блок нелинейных преобразований (6) и второй сумматор (7), выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения (3), последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления (8), модель температуры газа (9), элемент сравнения (10), второй блок умножения (11) и интегратор (12), выход датчика частоты вращения ротора высокого давления (5) подключен ко второму входу модели температуры газа (9), выход датчика температуры окружающей среды (13) подключен к третьему входу модели температуры газа (9), выход датчика давления окружающей среды (14) подключен к четвертому входу модели температуры газа (9), выход первого сумматора (4) подключен ко второму входу элемента сравнения (10), отличающийся тем, что дополнительно содержит первое пропорциональное звено (15), вход которого соединен с выходом дифференциатора (2), а выход подключен ко второму входу второго блока умножения (11), последовательно соединенные второе пропорциональное звено (16), вход которого соединен с выходом второго блока умножения (11), и третий сумматор (17), второй вход которого соединен с выходом интегратора (12), а выход подключен ко второму входу второго сумматора (7).

Предложенный измеритель температуры газа газотурбинного двигателя работает следующим образом. Рассмотрим промежуточную точку а (фиг. 1)

где

ε - рассогласование, равное ;

k₁ - коэффициент усиления первого пропорционального звена;

- значение температуры на выходе термопары.

Тогда на выходе третьего сумматора получаем следующее:

где

k₂ - коэффициент усиления интегратора;

k₃ - коэффициент усиления второго пропорционального звена.

Таким образом, на выходе первого сумматора получаем выражение:

;

где

Т_к1 - значение постоянной времени корректирующего звена, полученное схемой разомкнутой коррекции.

На выходе корректирующего контура сформировано управление значением постоянной времени корректирующего звена:

;

Алгоритм цепи самонастройки:

Так как заявляемая схема измерителя температуры газа ГТД использует только одно дифференцирующее устройство и изодромное звено в контуре самонастройки, она является более помехоустойчивой.

Рассмотрим предложенную схему и прототип измерителя температуры газа ГТД, с точки зрения влияния помех, возникающих на выходе дифференциатора. Пусть в предложенной схеме на выходе дифференциатора возникают помехи ƒ₁. В прототипе [Петунин В.И. Определение температуры газа ГТД с помощью косвенных измерений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2008. №1. - С. 51-55] используется два дифференциатора, поэтому на выходе первого дифференциатора возникают помехи ƒ₁, на выходе второго дифференциатора помехи ƒ₂, описываемые равномерным законом распределения, с математическим ожиданием, равным 0, и дисперсией 0,01. При рассмотрении предполагается, что и . Получим выражения для значения в обоих измерителях.

Выражение для значения в прототипе выглядит следующим образом:

Линеаризуем выражение (5):

где

- базовое значение помех на выходе первого дифференциатора;

Δƒ₁ - отклонение значения помех от базового значения на выходе первого дифференциатора;

- базовое значение постоянной времени термопары в замкнутом контуре самонастройки;

ΔT_к2 - отклонение величины постоянной времени термопары от базового значения в замкнутом контуре самонастройки.

Выражение для значения T_к2 выглядит следующим образом:

После линеаризации:

где

ε₀ - базовое значение величины ε;

Δε - отклонение значения величины ε от базового значения;

- базовое значение помех на выходе второго дифференциатора;

Δƒ₂ - отклонение значения помех от базового значения на выходе второго дифференциатора.

Запишем выражение (7) с помощью преобразования Лапласа.

где

p - оператор дифференцирования.

Подставим выражение (8) в (6):

Так как и , то ε₀=0, и .

Получим следующее выражение для :

Тогда

Выражение (9) описывает влияние помех на выходной сигнал в прототипе.

Аналогичным образом получим выражение для значения в предложенной схеме:

Линеаризуем выражение (10) и получим выражение (11):

где

- базовое значение помех на выходе дифференциатора;

Δƒ₁ - отклонение значения помех от базового значения на выходе дифференциатора;

- базовое значение постоянной времени термопары в замкнутом контуре самонастройки;

Выражение для значения ΔT_к2 выглядит следующим образом:

где

ε₀ - базовое значение величины ε;

Δε - отклонение значения величины ε от базового значения.

Так как рассматривается поведение системы «в малом», то заменим интеграл величиной , где p - оператор преобразования Лапласа.

Подставим выражение (12) в (11):

Так как и , то ε₀=0, и .

Получим следующее выражение для :

Тогда

При увеличении значения коэффициента k₃ величиной можно пренебречь на высоких частотах (характерных для помех), тогда выражение для (13) упростится до (14):

Выражение (14) описывает влияние помех на выходе дифференциатора на выходной сигнал в предложенной схеме.

Из сравнения (9) и (13) видно, что в предложенной схеме, чем больше значение коэффициентов k₁ и k₃, тем сильнее подавляется помеха, т.е. тем больше помехоустойчивость в сравнении с прототипом.

На фиг. 2, фиг. 3 показаны переходные процессы при единичном скачке температуры газа в прототипе и предлагаемом измерителе температуры газа ГТД, при постоянной времени термопары, равной T_т=5 с и T_т=1 с, из которых видно, что качество переходных процессов предлагаемой схемы измерителя не уступает качеству прототипа. Кривая 1 - переходный процесс на выходе измерителя, соответствующий схеме [Петунин В.И. Определение температуры газа ГТД с помощью косвенных измерений // Изв. вузов. Авиационная техника. 2008. №1. - С. 51-55]. Кривая 2 - переходный процесс на выходе измерителя, соответствующий предложенной схеме. Выход на заданное значение двух измерителей практически одинаковый. На установившемся режиме кривые 1 и 2 ведут себя тоже примерно одинаково.

На фиг. 4, фиг. 5 представлены результаты моделирования тех же измерителей при наличии помех, из которых видно, что предложенная схема обладает большей помехоустойчивостью, чем прототип. По кривым видно, что при воздействии помех, наиболее помехоустойчивой является предлагаемая схема (кривая 2) при постоянной времени термопары, равной T_т=5 с и Т_т=1 с.

Заключение

Таким образом, в предлагаемом измерителе, вместо двух дифференциаторов (см. прототип), используется только один дифференциатор совместно с изодромным звеном в контуре самонастройки. В результате снижается уровень помех в предлагаемом измерителе и, как следствие, повышается помехоустойчивость измерителя в целом.

Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя, содержащий последовательно соединенные датчик температуры газа, дифференциатор, первый блок умножения и первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления, блок нелинейных преобразований и второй сумматор, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления, модель температуры газа, элемент сравнения, второй блок умножения и интегратор, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу модели температуры газа, выход датчика температуры окружающей среды подключен к третьему входу модели температуры газа, выход датчика давления окружающей среды подключен к четвертому входу модели температуры газа, выход первого сумматора подключен ко второму входу элемента сравнения, отличающийся тем, что дополнительно содержит первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора.

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2592562

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Система измерения частоты вращения ротора микро газотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от двс // 2592096

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования.

Способ отладки ограничителя температуры газа за турбиной газотурбинного двигателя // 2587514

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий.

Способ определения коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя // 2586792

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя // 2578931

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Регулируемая трехмоторная установка, винтокрылый летательный аппарат, содержащий такую установку, и способ регулирования силовой установки // 2573080

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2570480

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Система генерирования электрической энергии // 2567112

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Способ управления электростанцией с комбинированным циклом // 2566864

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод.

Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя // 2602705

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. При этом измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения. 1ил.

Способ передачи топлива // 2604152

Изобретение относится к энергетике. Способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура осуществляют перед подачей масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подачей жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Изобретение позволяет повысить эффективность сжигания топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ эксплуатации турбины для снижения проскока аммиака // 2607139

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака. Изобретение позволяет снизить проскок аммиака. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ и система регулирования мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата // 2608784

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя // 2614460

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина. Осуществление изобретения позволяет существенно упростить конструкцию системы регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины ДТРД, повысить ее надежность, а также производить плавное изменение расхода охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система и способ обнаружения утечки топлива и способ обнаружения утечки текучей среды // 2615303

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе. Способ может включать регулирование клапана управления для соответствия требуемому расходу топлива, определение фактического расхода топлива на основе, по меньшей мере частично, давления на входе в топливный коллектор и одного или более параметров газотурбинного двигателя и сравнение требуемого расхода топлива с фактическим расходом топлива. Кроме того, способ может включать определение разности между требуемым расходом топлива и фактическим расходом топлива, которая указывает на утечку топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя // 2617221

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах. Сущность изобретения: измеритель температуры газа газотурбинного двигателя дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно. 8 ил.

Термоуправляемый узел для газотурбинной системы (варианты) и способ управления каналом для потока охлаждающего воздуха // 2618791

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура. Также имеется термочувствительный элемент, расположенный внутри второй полости и функционально связанный с элементом теплопередачи. Также имеется устройство регулирования потока, расположенное внутри второй полости и выполненное с возможностью смещения в ответ на изменение температуры в первой полости. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинной системы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Генератор и способ его остановки для подготовки к повторному запуску // 2622576

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску. Из рабочего состояния инициируют последовательность остановки газовой турбины генератора. Продувочный газ нагнетают в газовую турбину для гашения пламени в камере сгорания газовой турбины. Продувочный газ пропускают через газовую турбину для вытеснения из нее топлива с использованием воздушного потока выбега через газовую турбину во время последовательности остановки с целью подготовки генератора к повторному пуску. Изобретение позволяет повысить эффективность остановки генератора и подготовки его к повторному запуску. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

Стенд для испытаний газотурбинных двигателей // 2623625

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения. Стенд для испытаний газотурбинных двигателей включает нагрузочное устройство, имеющее возможность соединения с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя. В качестве нагрузочного устройства использован синхронный реверсивный турбогенератор, вал ротора которого имеет возможность соединения одним концом с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя, причём другой свободный конец ротора турбогенератора может быть оснащен механическим тормозным устройством. Стенд оснащен системой возбуждения турбогенератора, автономной активной балластной нагрузкой и командным блоком. Статорные электрические цепи турбогенератора имеют возможность подключения к балластной нагрузке, электрические цепи обмоток ротора турбогенератора подключены к системе возбуждения, при этом турбогенератор содержит датчик частоты вращения его вала, связанный с командным блоком, подключенным к системе возбуждения и имеющим возможность подключения к сектору газа испытуемого газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.