Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя



Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя
Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя
Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя
Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя

Владельцы патента RU 2630068:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования заданного значения, по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, содержащий: этап, на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной двигателя, этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя, и этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы. Также представлено применение для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, заданного значения для, по меньшей мере, одного параметра, который влияет на указанную тягу, которая регулируется с помощью заявленного способа регулирования. Изобретение позволяет уменьшать тягу летательного аппарата регулированием множества заданных значений одновременно, не ограничиваясь при этом одним особым типом двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к общей области авиации.

Конкретнее оно относится к регулированию тяги (т.е. движущей силы) газотурбинного двигателя летательного аппарата во время этапа полета летательного аппарата, такого как этап взлета, например.

В контексте изобретение имеет предпочтительную область применения, в которой оно используется во время этапа полета летательного аппарата для уменьшения тяги газотурбинного двигателя относительно заданной "предельной" тяги, обычно используемой для этого этапа полета (например, во время этапа взлета относительно тяги, которая может называться тяга "полного сгорания газа" или тяга FTPC).

Это уменьшение тяги, также известное как "снижение тяги", представляет несколько преимуществ.

Таким образом, прежде всего, уменьшается шум, производимый двигателем во время этого этапа полета.

Более того, уменьшение тяги служит для ограничения напряжений, действующих на компоненты двигателя, в частности посредством снижения температуры выхлопного газа, покидающего горячие участки двигателя (после камеры сгорания): таким образом, надежность и срок службы этих компонентов увеличивается.

Потребление топлива двигателем также уменьшается.

Снижение тяги представляет собой функцию, обычно используемую в гражданской авиации во время этапа взлета для двигателей двухконтурного турбореактивного (или турбовентиляторного) типа. Это приводит к уменьшению заданных значений для скорости двигателя, которые доставляется турбореактивному двигателю посредством электронно-цифрового устройства управления (FADEC) двигателем с полной ответственностью.

Для двухконтурного турбореактивного двигателя заданное значение тяги, доставляемой устройством регулирования двигателя во время этапа взлета летательного аппарата, может быть смоделировано как функция от наружной температуры, как показано на Фигуре 1.

Она образована в виде двух участков P1 и P2 кривой, которые являются практически линейными, но с различными наклонами, причем участки соединяются вместе в точке CP разрыва или перелома. Значение абсциссы точки перелома на Фигуре 1 представляет собой предельную температуру T0.

В соответствии с отношением, показанным на Фигуре 1, тяга регулируется устройством регулирования турбореактивного двигателя так, что для регистрируемой наружной температуры более высокой, чем предельная температура T0, система регулирования уменьшает заданное значение тяги (т.е. скорость турбореактивного двигателя) для того, чтобы ограничивать температуру выходящего из турбореактивного двигателя газа.

Учитывая это поведение устройства регулирования, известный механизм снижения тяги состоит в дезинформировании устройства регулирования двигателя посредством информирования его, что наружная температура является более высокой, чем ее фактическое значение, и в частности более высокой, чем предельная температура. В результате устройство регулирования подготавливает заданное значение для двигателя при взлете, которое является меньшим, чем заданное значение "полного сгорания газа", в соответствии с отношением регулирования, смоделированным на Фигуре 1.

Наружная температура для дезинформирования устройства регулирования также известна как температура "перегиба" (или Tflex). Она подается пилотом системе регулирования, и она определяется на основании таблиц, которые предварительно установлены для различных условий полета (типа самолета, взлетно-посадочной полосы, загрузки самолета, ветра и т.д.). Пилот приводит в движение (или отключает) переход функционирования двигателя при уменьшенной тяге просто посредством воздействия на рычаг управления самолетом известным образом (например, позиционированием рычага в определенном положении).

Недостаток этого механизма снижения тяги заключается в том, что он ограничен газотурбинными двигателями, представляющими отношение регулирования тяги, как функцию от наружной температуры, которое является подобным отношению, показанному на Фигуре 1, т.е. которое представляет точку перелома, после которой заданное значение, подготовленное системой регулирования, уменьшается.

Таким образом, существуют газотурбинные двигатели, для которых такая модель не является подходящей (например, так как отсутствует точка перелома), и для которых отклонение наружной температуры является недостаточным для того, чтобы иметь возможность уменьшать тягу управляемым образом, т.е. с известным коэффициентом уменьшения. Особый пример такого двигателя представляет собой газотурбинный двигатель, имеющий сопло выброса выхлопного газа переменного сечения.

В связи с этим существует необходимость альтернативного механизма, который обеспечивает уменьшение тяги газотурбинного двигателя относительно заданной предельной тяги, и который выполнен с возможностью адаптации к различным типам газотурбинного двигателя, которые могут иметь одну или более степеней свободы для регулирования тяги (например, скорость двигателя, сечение сопла, заданная предельная тяга и т.д.).

ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение удовлетворяет эту необходимость в частности посредством предложения способа регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательного аппарата во время этапа полета летательного аппарата, причем способ содержит:

этап, на котором получают текущее значение по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя;

этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя; и

этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра, применяя к нему значение декремента, извлекаемое из таблицы.

Соответственно, изобретение также обеспечивает устройство регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, причем устройство содержит:

средства получения текущего значения по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя;

средства извлечения из предварительно установленной таблицы значения декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя; и

средства регулирования заданного значения по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.

Таким образом, изобретение предлагает простое решение для уменьшения тяги газотурбинного двигателя во время этапа полета, причем решение основано на предварительно установленной таблице, которая как функция от одной или более рабочих переменных двигателя обеспечивает значения декремента, применяемые к заданным значениям, передаваемым устройством регулирования двигателя и относящимся к различным степеням свободы турбореактивного двигателя, которые имеют влияние на его тягу.

Когда двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, эти степени свободы или параметры, которые имеют влияние на его тягу, могут в частности представлять собой следующее:

скорость вращения компрессора турбореактивного двигателя;

запас по помпажу компрессора; и/или

обогащенность горючей смеси турбореактивного двигателя.

В связи с этим как только таблица установлена, изобретение далее может быть применено к различным типам газотурбинных двигателей, которые отличаются одной или более степенями свободы.

Таблица может легко быть установлена экспериментально посредством выполнения испытаний и сбора данных по множеству полетов летательного аппарата при одинаковых условиях (например, одинаковой длине взлетно-посадочной полосы, одинаковой загрузке самолета и т.д.), или посредством моделирования на основании традиционных математических моделей, которые преобразуют термодинамику двигателя и отношение регулирования, применяемое к двигателю.

Таким образом, изобретение не ограничивается одним особым типом двигателя, но позволяет предполагать уменьшение тяги для двигателей, отличных от двигателей традиционно используемых в гражданской авиации, при этом сохраняя преимущества, которые вытекают из этого (т.е. уменьшение напряжений на элементы двигателя и увеличение их надежности, уменьшение потребления топлива и уменьшение образования шума).

Изобретение также позволяет уменьшать тягу летательного аппарата регулированием множества заданных значений одновременно. Таким образом, оно может быть адаптировано к двигателям, для которых тяга зависит не от одного параметра, например, от наружной температуры в частности, а от множества параметров. Для таких двигателей регулирование одного или более заданных значений одновременно может зависеть от соотношения между сложностью и характеристикой (или точностью).

Более того, в соответствии с изобретением для того, чтобы уменьшать тягу используют предпочтительно текущие значения одной или более рабочих переменных двигателя (т.е. фактических значений, которые являются характерными для текущих состояний рабочих переменных), в отличие от ложных значений, определенных пилотом летательного аппарата. Эти текущие значения могут в частности представлять собой измерения, доставляемые датчиками летательного аппарата, или они могут быть преобразованы из таких измерений.

Таким образом, регулирование тяги в соответствии с изобретением выполняется с большей точностью, чем с помощью вышеупомянутого механизма, который используется в гражданской авиации.

Следует отметить, что решение, предлагаемое изобретением, предпочтительно может быть полностью включено в пределах устройства регулирования двигателя (FADEC).

Предпочтительно рабочие переменные, используемые для определения значений декремента для заданных значений, представляют собой:

температуру на входе в двигатель, например температуру атмосферы или температуру внешней среды;

и/или

атмосферное давление на входе в двигатель.

Отношение регулирования двигателей в частности зависит от этих рабочих переменных и конкретно от температуры атмосферы на входе в двигатель.

Текущие значения этих переменных могут быть получены посредством измерений, выполняемых датчиками летательного аппарата.

Эти примеры рабочих переменных, используемых для определения значений декремента, применяются к заданным значениям, имеющим влияние на тягу, и так как передаются устройством регулирования, сами не являются ограничивающими. В качестве варианта возможно предполагать другие рабочие переменные в пределах изобретения, такие как, например, внутренняя температура двигателя или температура на выпуске его выхлопного газа и т.д.

Более того, также возможно предполагать, что значение(я) декремента, извлекаемое(ые) из таблицы для каждого параметра, также зависит(ят) от текущей скорости и/или текущей загрузки летательного аппарата.

Когда этап полета представляет собой этап взлета летательного аппарата, значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также может зависеть от длины взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время этапа взлета.

Эти различные факторы позволяют дополнительно улучшать точность снижения, так как регулируемое(ые) заданное(ые) значение(я) адаптируется(ются) к условиям полета летательного аппарата.

Таким образом, путем примера, когда значение декремента зависит от длины взлетно-посадочной полосы, изобретение позволяет адаптировать тягу двигателя на всем протяжении взлета.

В особом варианте выполнения изобретения во время этапа регулирования заданное значение скорости вращения компрессора и заданное значение запаса по помпажу являются регулируемыми.

Этот вариант выполнения является особенно предпочтительным, когда он предназначен для снижения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с переменным сечением сопла. Такой двигатель используется в частности в военной авиации. Путем примера такой двигатель представляет собой двигатель M88, разработанный компанией Snecma.

Для такого двигателя тяга зависит и от скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, и от запаса по помпажу компрессора.

Эти два фактора соответственно зависят от скорости, с которой топливо вводится в камеру сгорания двигателя, и сечения сопла.

В другом варианте выполнения во время этапа регулирования значение декремента, применяемое к заданному значению, определяется весовым коэффициентом менее 1.

Этот весовой коэффициент может зависеть в частности от состояния продвижения этапа полета.

Таким образом, возможно применение уменьшающегося значения декремента до заданных значений как функции от состояния продвижения этапа полета. Это позволяет прогрессивно уменьшать влияние регулирования, выполняемого на заданных значениях, когда этап полета, во время которого выполняется регулирование, подходит к концу. Это прогрессивное уменьшение является более эргономичным для пилота летательного аппарата и направлено в частности на исключение любого внезапного возврата к максимальной тяге, который пилот может находить неприятным или неожиданным.

Вес значения декремента также позволяет отключать регулирование заданных значений почти немедленно (применением нулевого весового коэффициента) так, что двигатель может подавать его максимальную тягу. Такое отключение регулирования может, например, возникать в результате обнаружения особого случая, например запроса от пилота летательного аппарата.

В особом варианте выполнения различные этапы способа регулирования определяются инструкциями компьютерной программы.

Вследствие этого изобретение также обеспечивает компьютерную программу на носителе данных, причем программа является подходящей для выполнения в устройстве регулирования или более в общем в компьютере, программа включает инструкции, адаптированные для выполнения этапов способа регулирования, которые описаны выше.

Программа может использовать любой язык программирования и быть в виде исходного кода, объектного кода или промежуточного кода между исходным кодом и объектным кодом, например, в частично скомпилированной форме или в любой другой необходимой форме.

Изобретение также обеспечивает машиночитаемый носитель данных, включающий инструкции компьютерной программы, как отмечено выше.

Носитель данных может представлять собой любой компонент или устройство с возможностью хранения программы. Например, носитель может содержать средства хранения, такие как постоянное запоминающее устройство (ROM), например компакт-диск (CD) ROM или микроэлектронную схему ROM или, более того, средство магнитной записи, например гибкий диск или жесткий диск.

Более того, носитель данных может представлять собой передаваемый носитель, например электрический или оптический сигнал, который может передаваться с помощью электрического или оптического кабеля, посредством радиосвязи или другими средствами. Программа изобретения может, в частности, быть загружена из сети типа Интернет.

Альтернативно носитель данных может представлять собой интегральную схему, в которую включена программа, причем схема адаптирована для выполнения или использования в выполнении рассматриваемого способа.

Для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, изобретение также обеспечивает использование заданного значения для по меньшей мере одного параметра, который влияет на указанную тягу, и который регулируется с помощью способа изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут очевидны из следующего далее описания со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают вариант выполнения, не имеющий ограничивающий характер. На фигурах:

Фигура 1, описанная выше, показывает, как тяга турбореактивного двигателя гражданской авиации изменяется как функция от наружной температуры;

Фигура 2 показывает систему регулирования тяги турбореактивного двигателя, причем система содержит устройство регулирования в соответствии с изобретением в особом варианте выполнения;

Фигура 3 представляет собой технологическую схему, показывающую основные этапы способа регулирования в соответствии с изобретением, которые выполняются устройством регулирования на Фигуре 2; и

Фигура 4 показывает пример таблицы, подходящей для использования для регулирования заданных значений в соответствии с изобретением.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фигура 2 представляет собой блок-схему системы 1 для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат.

В описанном примере газотурбинный двигатель, в котором тяга подлежит регулированию, представляет собой двухвальный турбореактивный двигатель, имеющий два потока газа, которые смешаны вместе, имеющий сопло выброса выхлопного газа переменного сечения и приводящий в движение самолет. Путем примера он может представлять собой двигатель M88, разработанный компанией Snecma.

Естественно, изобретение применимо к любому другому типу газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Во время этапа взлета летательного аппарата внимание уделяется конкретнее уменьшению (т.е. снижению) тяги турбореактивного двигателя относительно заданной максимальной тяги, называемой тягой "полного сгорания газа" или тягой FTPC.

Это допущение, относящееся к этапу полета, тем не менее не является ограничивающим, и изобретение также может быть применено к регулированию и уменьшению тяги турбинного двигателя во время других этапов полета летательного аппарата, например, в частности во время крейсерского этапа.

Следует отметить, что возможно использование механизмов для автоматического определения текущего этапа полета летательного аппарата так, чтобы приводить в движение снижение тяги только во время предварительно определенных этапов (например, только во время этапа взлета). Такие механизмы сами по себе являются известными и не описаны здесь более подробно.

В качестве варианта снижение тяги в соответствии с изобретением может приводиться в движение (или отключаться) при обнаружении определенной команды от пилота (например, помещения рычага управления летательного аппарата в предварительно определенное положение).

Система 1 регулирования тяги турбореактивного двигателя в этом примере включает электронно-цифровое устройство 2 управления двигателем с полной ответственностью (FADEC) и устройство 3 для регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением в особом варианте выполнения.

В варианте выполнения устройство 3 регулирования изобретения включено в FADEC 2.

Известным образом тяга двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего сопло переменного сечения, может регулироваться, в частности, действием на два параметра, а именно:

скорость вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, которая имеет влияние на скорость турбореактивного двигателя, и которая зависит от скорости потока топлива в основной камере сгорания турбореактивного двигателя; и

запас по помпажу компрессора, который зависит непосредственно от сечения сопла турбореактивного двигателя.

Эти параметры составляют параметры, которые имеют влияние на тягу турбореактивного двигателя в рассматриваемом изобретении.

Известным образом тяга турбореактивного двигателя на максимальной скорости "полного сгорания газа" регулируется посредством FADEC 2: он действует в различные моменты t для передачи заданных значений, относящихся к вышеупомянутым параметрам, различным контурам регулирования турбореактивного двигателя, причем параметры в этом примере обозначены соответственно XN2CS(t) и PRS2CS(t). В описании ниже эти заданные значения, которые сами по себе являются известными, подготовлены посредством FADEC на основании предварительно определенного отношения регулирования. Заданные значения, подготовленные посредством FADEC для регулирования тяги турбореактивного двигателя на максимальной скорости, называются "номинальными".

Изобретение предлагает снижение тяги турбореактивного двигателя во время этапа взлета летательного аппарата путем регулирования заданных значений XN2CS(t) и PRS2CS(t) "полного сгорания газа", которые передаются в момент t посредством FADEC 2 с помощью значений декремента, которые обозначены ΔXN2(t) и ΔPRS2(t), и которые определяются устройством 3 регулирования. Для упрощения обозначения в описании ниже ссылка на временную зависимость (момент t) может быть опущена из переменных XN2CS(t), PRS2CS(t), ΔXN2(t) и ΔPRS2(t).

Значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента в соответствии с изобретением предпочтительно определяются на основании текущих значений рабочих переменных турбореактивного двигателя (т.е. на основании фактических значений, которые представляют текущие состояния этих рабочих переменных).

В настоящем описанном варианте выполнения используются следующие рабочие переменные: температура на входе в турбореактивный двигатель, обозначенная T2, и атмосферное давление внешней среды вокруг турбореактивного двигателя, обозначенное Pamb.

Текущие значения этих рабочих переменных измеряются посредством использования датчиков 4 температуры и давления, которые сами по себе являются известными, и которые уже представлены в летательном аппарате.

Более того, в настоящем описанном варианте выполнения значения декремента, определенные устройством 3 регулирования, также зависят от факторов, отличных от рабочих переменных T2 и Pamb, а именно:

текущей скорости летательного аппарата, обозначенной CurMACH, которая преобразована из измерений, выполняемых в частности датчиками 4 положения летательного аппарата, использующими принципы, хорошо известные специалисту в области техники; и

информации, передаваемой пилоту летательного аппарата, относящейся, в частности, к:

доступной длине (обозначенной L) взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время этапа взлета; и

конфигурации загрузки (обозначенной CH) летательного аппарата (например, его собственного веса, полезного веса и т.д.).

В этом примере устройство 3 регулирования представляет архитектуру аппаратного обеспечения компьютера.

В частности, оно содержит процессор 3А, оперативное запоминающее устройство (RAM) 3B, ROM 3C и энергонезависимую флэш-память 3D.

Устройство 3 регулирования также имеет средство 3E связи для связи с датчиками 4 летательного аппарата (датчиком температуры, датчиком давления, датчиком положения и т.д.), средство 3F интерфейса для связи с пилотом летательного аппарата и служащее, в частности, чтобы позволять обеспечение пилота информацией, касающейся доступной длины взлетно-посадочной полосы и загрузки летательного аппарата, и средство 3G связи для связи с FADEC 2. Путем примера средства 3E и 3G связи включают традиционную шину цифровых данных, позволяющую различным электронным компонентам сообщаться друг с другом.

Информация, передаваемая пилоту с помощью интерфейса 3F, сохраняется в энергонезависимой флэш-памяти 3D.

ROM 3C представляет собой носитель данных в соответствии с изобретением, который является читаемым процессором 3А, и который сохраняет компьютерную программу в соответствии с изобретением, включающую инструкции для выполнения этапов способа регулирования изобретения, которые описаны ниже со ссылкой на Фигуры 3 и 4. Фигура 3 показывает основные этапы, выполняемые устройством 3 регулирования во время этапа взлета летательного аппарата для того, чтобы регулировать номинальные заданные значения XN2CS(t) и PRS2CS(t), которые передаются в момент t посредством FADEC 2 с целью уменьшения тяги турбореактивного двигателя относительно скорости FTPC.

Здесь предполагается, что заданные значения XN2CS и PRS2CS, определяемые посредством FADEC 2, передают устройству 3 регулирования с помощью средства 3F связи (этап Е10).

Для того чтобы регулировать эти значения, устройство 3 регулирования объединяет различные типы данных.

Таким образом, с помощью его средства 3E связи оно получает текущие значения температуры T2 на входе в турбореактивный двигатель и атмосферного давления Pamb внешней среды, которые измеряются датчиками 4 (этап E20).

Устройство 3 регулирования также получает измерения от датчиков 4, которые позволяют ему преобразование текущей скорости CurMACH летательного аппарата (этап E30).

Наконец, оно также обращается к его энергонезависимой памяти 3D для получения дополнительной информации, обеспечиваемой пилотом, относящейся, в частности, к длине L взлетно-посадочной полосы, доступной для взлета летательного аппарата и к загрузке CH взлета летательного аппарата (этап E40).

Следует отметить, что этапы E20, E30 и E40 могут быть осуществлены одинаково успешно одновременно или, наоборот, последовательно.

Далее устройство 3 регулирования использует данные, которые объединены, таким образом, для определения значений декремента для применения номинальных заданных значений XN2CS и PRS2CS, которые передаются посредством FADEC 2.

Более точно используя эти данные, устройство 3 обращается к предварительно установленной таблице T, которая хранится в его энергонезависимой флэш-памяти 3D, и оно извлекает из этой таблицы значения декремента для скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя и для запаса по помпажу компрессора, причем значения связаны с указанными данными.

Выражение "таблица" используется здесь для покрытия любого типа базы данных или структуры данных, имеющей два или более размера, позволяющей хранение данных и перекрестную ссылку.

В настоящем описанном варианте выполнения таблица T предварительно установлена для каждого этапа полета (например, одна таблица для этапа взлета, другая таблица для крейсерского этапа). Таблица T предварительно установлена для конкретного типа двигателя и в этом примере для двигателя того же типа, что и турбореактивный двигатель, который имеет его регулируемую тягу. Таким образом, если турбореактивный двигатель, который имеет его регулируемую тягу, представляет собой двигатель M88, который разработан компанией Snecma, то используется таблица T, которая предварительно установлена для двигателя типа M88.

В качестве варианта возможно предполагать установление таблицы, которая индивидуально зависит от конкретного турбореактивного двигателя, который имеет его регулируемую тягу.

Пример такой таблицы T показан на Фигуре 4 для этапа взлета.

В настоящем описанном варианте выполнения таблица T связывает различные рабочие значения данных, объединенные устройством 3 регулирования (другими словами, различные значения рабочих переменных T2 и Pamb и скорости летательного аппарата и также различные конфигурации загрузки летательного аппарата и длин взлетно-посадочной полосы) с массивом соответствующих значений декремента, применяемым к номинальным заданным значениям XN2CS(t) и PRS2CS(t), для того, чтобы ограничивать тягу турбореактивного двигателя.

Эти значения декремента выбираются так, чтобы обеспечивать то, что турбореактивный двигатель производит достаточную тягу в любое время для обеспечения взлета летательного аппарата при использовании доступной длины L взлетно-посадочной полосы, тем не менее не используя полный потенциал тяги турбореактивного двигателя. Таким образом, эта логика установления таблицы T обеспечивает снижение звука, а также экономию, выраженную в потреблении топлива и потенциальном сроке службы по сравнению со взлетом на максимальной скорости FTPC.

Значения декремента, перечисленные в таблице T, могут быть установлены во время предварительного этапа, например, на основании результатов моделирований, выполняемых с использованием традиционных математических цифровых моделей, служащих для преобразования термодинамики турбореактивного двигателя и учитывающих отношение регулирования, передаваемое посредством FADEC 2. Эти модели являются конкретными для каждого турбореактивного двигателя и традиционно обеспечиваются производителями двигателей.

Таким образом, путем иллюстрации для летательного аппарата типа Rafale, приводимого в движение двигателем M88, который разработан компанией Snecma, во время этого предварительного этапа возможно начать использование модели для самолета типа Rafale для вычисления минимальной тяги, необходимой в каждый момент для обеспечения взлета летательного аппарата при использовании всей доступной длины взлетно-посадочной полосы доступной для летательного аппарата (например, 2700 метров (м) на взлетно-посадочной полосе A). Эта минимальная тяга зависит от атмосферных условий (температуры и давления атмосферы), от длины взлетно-посадочной полосы и от загрузки и скорости летательного аппарата.

После этого с помощью использования модели для двигателя M88 определяются заданные значения для скорости компрессора низкого давления и для запаса по помпажу, соответствующие этой минимальной тяге. Эта модель также служит для получения номинальных заданных значений для скорости компрессора низкого давления и для запаса по помпажу, соответствующих турбореактивному двигателю, регулируемому для максимальной скорости FTPC.

После этого значения декремента для ввода в таблицу T выводятся из этих номинальных заданных значений и заданных значений.

В качестве варианта значения в таблице T могут быть установлены экспериментально посредством испытаний, выполняемых над турбореактивным двигателем.

Таким образом, устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента для заданных значений скорости вращения компрессоров низкого давления турбореактивного двигателя и запаса по помпажу компрессора в сочетании с данными, объединенными во время этапов E20, E30 и E40.

Следует отметить, что когда данные, полученные во время этапов E20, E30 и E40 не точно соответствуют значениям, обеспеченным в таблице T, устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T значения декремента, которые соответствуют значениям, обеспеченным в таблице, которые являются самыми близкими с любой стороны значений, полученных во время этапов E20, E30 и E40, и далее выполняет численную интерполяцию (например, линейную интерполяцию) между значениями декремента, которые извлечены таким образом. Таким образом, устройство 3 регулирования получает значения декремента, соответствующие данным, полученным на этапах E20, E30 и E40.

Путем иллюстрации представлены два примера со ссылкой на таблицу, показанную на фигуре 4:

ПРИМЕР 1

Предполагается, что:

T2 и Pamb являются характерными температурой и давлением, которые равны температуре и давлению, задаваемыми стандартной моделью атмосферы (конкретно международной стандартной атмосферой (ISA)), с учетом текущей высоты летательного аппарата. Другими словами T2 и Pamb являются характерными для атмосферных условий, обозначенных позицией "ISA" в таблице T на Фигуре 4.

Конфигурация летательного аппарата является характерной для "легкой" конфигурации.

Доступная длина взлетно-посадочной полосы составляет 2700 м.

Текущая скорость самолета CurMACH оценивается в 0,3 числа Маха.

В этом примере устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T следующие значения декремента:

ΔXN2=-x2 оборотов в минуту (об/мин)

и

ΔPRS2=+y2%

ПРИМЕР 2

Предполагается, что:

T2 и Pamb являются характерными атмосферными условиями, равными ISA+15.

Конфигурация летательного аппарата является характерной для "легкой" конфигурации.

Доступная длина взлетно-посадочной полосы составляет 2700 м.

Текущая скорость самолета CurMACH оценивается в 0,2 числа Маха.

В этом втором примере устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T:

два значения декремента для скорости вращения компрессора низкого давления, а именно -x3 об/мин и -x4 об/мин; и

два значения декремента для запаса по помпажу компрессора низкого давления, а именно +y3% и +y4%.

После этого оно выводит значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента, которые применяются к заданным значениям на основании интерполяции, выполняемой для ΔXN2 между -x3 и -x4, и для ΔPRS2 между +y3 и +y4. Далее устройство 3 регулирования применяет значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента, которые извлечены таким образом из таблицы T к заданным значениям XN2CS и PRS2CS, которые обеспечены посредством FADEC 2 (этап E60).

Конкретнее, в настоящем описанном варианте выполнения оно регулирует заданные значения следующим образом:

XN2CS (отрегулированное)=XN2CS+γ*ΔXN2

PRS2CS (отрегулированное)=PRS2CS+γ’*ΔPRS2,

где γ и γ’ обозначают весовые коэффициенты, которые меньше или равны 1.

Весовые коэффициенты γ и γ’ могут быть идентичными или они могут быть различными.

Более того, эти весовые коэффициенты могут изменяться как функция от времени, например, в зависимости от состояния продвижения этапа полета. Таким образом, возможно, отключение снижения тяги прогрессивным образом так, что в конце этапа взлета заданные значения, передаваемые посредством FADEC 2, больше не регулируются.

В варианте выполнения если устройство 3 регулирования обнаруживает команду пилота поиска преимущества от максимальной тяги FTPC или некоторый другой тип предварительно определенного события (например, особое положение рычага управления летательного аппарата), указывающего, что требуется номинальная тяга (т.е. тяга, соответствующая заданному значению, передаваемому посредством FADEC 2 до регулирования), то весовые коэффициенты γ и γ’ устанавливаются нулевыми так, чтобы отключать снижение.

Далее устройство 3 регулирования передает отрегулированные заданные значения XN2CS (отрегулированное) и PRS2CS (отрегулированное) контуру регулирования турбореактивного двигателя (этап E70).

Далее регулирование турбореактивного двигателя выполняется на основании заданных значений, которые отрегулированы таким образом, что тяга турбореактивного двигателя действительно уменьшается по сравнению с его максимальной тягой FTPC.

В настоящем описанном варианте выполнения тяга двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя снижается посредством регулирования и значения заданного значения, относящегося к скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, и заданного значения, относящегося к запасу по помпажу компрессора.

В субоптимальном варианте выполнения возможно предполагать регулирование только одного из этих двух значений.

В еще одном варианте возможно предполагать регулирование других параметров, которые имеют влияние на тягу турбореактивного двигателя (в дополнение к двум параметрам, отмеченным выше или замещая один или оба из этих двух параметров), таких как, например, обогащенность горючей смеси турбореактивного двигателя. Таким образом, таблица T адаптирована для отражения значений декремента, которые обеспечивают регулирование этой обогащенности горючей смеси, как функции от данных, объединенных на этапах E20, E30 и E40.

Более того, в настоящем описанном варианте выполнения предусматривается, что тяга турбореактивного двигателя подлежит уменьшению относительно максимальной тяги "полного сгорания газа". В варианте возможно предполагать уменьшение тяги турбореактивного двигателя относительно некоторой другой заданной тяги, меньшей, чем тяга FTPC, например, относительно тяги промежуточного сгорания, нефорсированной тяги полного газа или, более того, нефорсированной промежуточной тяги, которые сами по себе являются известными.

1. Способ регулирования заданного значения (XN2CS, PRS2CS), по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, причем способ содержит:

этап (E20), на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной (T2, Pamb) двигателя;

этап (E50), на котором извлекают из предварительно установленной таблицы (T) значение (ΔXN2, ΔPRS2) декремента для указанного по меньшей мере одного параметра, связанного с текущим значением указанной по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя; и

этап (E60), на котором регулируют заданное значение указанного, по меньшей мере, одного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.

2. Способ по п. 1, в котором указанную, по меньшей мере, одну рабочую переменную двигателя выбирают из:

температуры (T2) на входе в двигатель; и

атмосферного давления (Pamb) на входе в двигатель.

3. Способ по п. 1, в котором указанный двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, и указанный, по меньшей мере, один параметр выбирают из:

скорости вращения компрессора турбореактивного двигателя;

запаса по помпажу компрессора; и

обогащенности горючей смеси турбореактивного двигателя.

4. Способ по п. 3, в котором во время этапа (E60) регулирования регулируют заданное значение (XN2CS) скорости вращения компрессора и заданное значение (PRS2CS) запаса по помпажу.

5. Способ по п. 1, в котором значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также зависит от текущей скорости (CurMACH) и/или от загрузки (CH) летательного аппарата.

6. Способ по п. 1, в котором указанный этап полета представляет собой этап взлета летательного аппарата, и значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также зависит от длины (L) взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время указанного этапа взлета.

7. Способ по п. 1, в котором во время этапа (E60) регулирования значение декремента, применяемое к заданному значению, определяется весовым коэффициентом менее 1.

8. Способ по п. 7, в котором весовой коэффициент зависит от состояния продвижения этапа полета.

9. Применение для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, заданного значения (XN2CS, PRS2CS) для, по меньшей мере, одного параметра, который влияет на указанную тягу, которая регулируется с помощью способа по любому из пп. 1-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электронно-гидромеханическим системам автоматического управления турбореактивными двигателями. Измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла.

Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

Изобретение относится к энергетике. Способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины включает выбор первой настроечной кривой из множества настроечных кривых для газовой турбины, разбалансировку стабильной рабочей точки газовой турбины путем изменения одного или более рабочих параметров на основе заранее заданного набора команд, определение настроечных параметров и их сохранение, в то время как текущую рабочую точку газовой турбины возвращают на упомянутую первую настроечную кривую, и формирование резервной копии настроечных параметров для восстановления стабильной рабочей точки.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

Изобретение описывает способ регулирования газовой турбины, причем величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала измеряются в разные моменты времени, а именно, по меньшей мере, в первый момент (n1) времени и во второй момент (n2) времени, причем первый момент (n1) времени предшествует второму моменту (n2) времени и причем демпфированные величины (Sn1, Sn2) сигнала генерируются из измеренных величин (Mn1, Mn2) измерительного сигнала, подвергая измеренные величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала сглаживанию с использованием коэффициента (λ) демпфирования, причем в зависимости от разницы между величиной (Mn2) измерительного сигнала во второй момент времени (n2) и демпфированной величиной (Sn1) сигнала в первый момент (n1) времени для регулирования используется неодинаковый коэффициент (λ) демпфирования.

Изобретение предназначено для оптимизации регулирования впрыскивания топлива. С этой целью приводные скорости всего оборудования адаптируются путем регулирования скорости турбины TL в зависимости от мощности.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений в заданных сечениях двигателя, входом связанным с выходом переключателя, а выходом с первым входом усилителя, второй вход которого связан с датчиком положения распределительного золотника. Описан также способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат изобретений - повышение надежности и безопасности работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания за счет ограничения допустимой площади критического сечения реактивного сопла двигателя на форсажных режимах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя. Технический результат изобретения – повышение устойчивости работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания. Для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления. На режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение. Описана также система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания. Технический результат - повышение качества управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания путем повышения быстродействия системы за счет переключения структуры регулятора и изменения коэффициента усиления регулятора в зависимости от режима работы ГТД. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электроэнергетике, может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме и направлено на снижение расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии. В известном способе регулирования газовой турбины при работе с частичными нагрузками, включающем получение задания величины мощности газовой турбины, измерение скорости вращения вала газовой турбины в режиме реального времени, для заданной величины мощности по графику зависимости скорости вращения от мощности газовой турбины по критерию минимального расхода топлива определяют уставку скорости вращения вала газовой турбины, сравнивают с ней текущее значение скорости вращения и формируют команду на изменение подачи топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины для достижения значения уставки по скорости вращения. 1 ил.

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля. Корпус согласно изобретению содержит первую полость с установленной в ней первой электронной платой для управления каналом регулирования и независимую от первой полости вторую полость с установленной в ней второй электронной платой для управления каналом контроля, причем указанные электронные платы выполнены в двух плоскостях, ориентированных под углом 90° друг к другу. Технический результат – устранение причин всех отказов общего типа, обеспечивая высокую гибкость. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния. Система снабжена излучателем энергии, комплектом приемников энергии, входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, при этом цифровой блок управления соединен с памятью, радиомодуль приема и диспетчеризации информации соединен с вычитателем, выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя связаны по радиоканалам с входом входного устройства, который соединен с входами анализатора помех и режекторного фильтра, выход анализатора помех соединен со вторым входом режекторного фильтра, выход которого соединен с входом вычитателя, выход которого соединен с входом радиомодуля приема и диспетчеризации информации, а второй вход вычитателя соединен с выходом памяти, вход которой соединен с одним из выходов цифрового блока управления, другой выход которого соединен с излучателем энергии, который по радиоканалу связан с комплектом приемников энергии, выходы которых соединены с входами комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя. Технический результат: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики, увеличение межремонтного ресурса элементов системы. 2 ил.

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата. Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном аппарате, при изменении заданного значения тяги (N1CONS) указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга (N1EFF) турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого данного значения тяги (N1CONS), причем способ содержит этап обработки заданного значения тяги (N1CONS) с помощью функции фильтрации и модели переходной фазы таким образом, чтобы получить смоделированную тягу (N1MOD), этап измерения фактической фазы (N1EFF), этап сравнения указанной смоделированной тяги (N1MOD) с указанной фактической тягой (N1EFF) для определения отклонения (Δ) тяги, этап сравнения указанного отклонения (Δ) тяги с порогом (S) сигнализации и этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога (S) сигнализации, способ, в котором на данной итерации смоделированная ранее тяга известна, модель переходной фазы предоставляет постоянную времени на основании смоделированной ранее тяги, функция фильтрации предоставляет смоделированную тягу (N1MOD) на основании полученной постоянной времени, смоделированной ранее тяги и заданного значения тяги (N1CONS). 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды. Технический результат изобретений - повышение точности и гибкости согласования предельной величины мощности для регулирования газотурбинной установки с изменяющимися условиями окружающей среды. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием. Реакционная камера выполнена с возможностью приема текучей среды, содержащей окисляемое топливо, через входное отверстие. Окислительный реактор выполнен с возможностью поддержания процесса беспламенного окисления. Система также включает в себя камеру сгорания со входным отверстием и выходным отверстием. Входное отверстие камеры сгорания находится в гидравлическом сообщении с выходным отверстием реакционной камеры. Камера сгорания выполнена с возможностью приема текучей среды из реакционной камеры и избирательного нагрева текучей среды. Также представлены способ запуска постепенного окисления в газовой турбине и вариант системы для постепенного окисления топлива. Изобретение позволяет обеспечить улучшенное управление процессом окисления топлива. 3 н. и 28 з.п. ф-лы, 21 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2012-06-20 2017-09-16T09:24:12
Наверх