Вычислитель турбомашины летательного аппарата

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.

 

Область техники

Изобретение относится к вычислителю турбомашины, например вспомогательной силовой установки (ВСУ) летательного аппарата, например вертолета.

Предшествующий уровень техники

Областью применения изобретения являются турбомашины летательных аппаратов, в частности вычислители турбомашин летательных аппаратов, используемые для регулирования рабочих параметров этих турбомашин. Такие вычислители могут содержать в одном и том же корпусе канал регулирования и канал контроля или канал защиты от превышения оборотов, что позволяет снизить стоимость и уменьшить его вес по сравнению с техническими решениями, в которых эти каналы размещены в двух отдельных корпусах.

Канал регулирования выполняет функцию регулирования частоты вращения ротора турбомашины. Отказ или неисправность данного канала регулирования могут приводить к забросу оборотов вала турбины. В самом деле, при разрушении данного вала энергия, обеспечиваемая газами, в турбине более не потребляется оборудованием, приводимым от вала турбины, и частота вращения турбины резко возрастает. Такой заброс оборотов очень быстро приводит к поломке вращающихся элементов и/или их отделению от турбинного диска. Эти вращающиеся элементы затем под действием центробежной силы с огромной скоростью отбрасываются наружу и могут пробить корпус, окружающий турбину, вызывая серьезные повреждения двигателя и ставя под угрозу безопасность летательного аппарата и его пассажиров.

Задачей канала защиты от превышения частоты вращения является предотвращение последствий подобного заброса оборотов. Канал защиты от превышения частоты вращения содержит электронный блок, связанный с гидромеханическим блоком. Электронный блок измеряет частоту вращения ротора. В случае если электронный блок обнаруживает превышение оборотов, он посылает сигнал на гидромеханический блок, который уменьшает расход топлива турбомашины.

Задачей изобретения является обеспечение решения сложной технической проблемы, возникающей при отказе общего типа, т.е. когда происходят одновременные отказы канала регулирования и канала защиты от превышения частоты вращения, в частности, обусловленные внешними причинами (так называемыми "местными факторами").

Раскрытие изобретения

Объектом изобретения является вычислитель турбомашины летательного аппарата, содержащий металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля, при этом корпус 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.

Предпочтительно каждая электронная плата присоединена к, по меньшей мере, одному разъему, расположенному на стороне корпуса. Каждый разъем представляет собой многоконтактный разъем.

Предпочтительно вычислитель содержит третью электронную плату, установленную в первой полости и электрически соединенную с первой электронной платой.

Предпочтительно первая и вторая электронные платы гальванически изолированы друг от друга. Первая и вторая электронные платы могут быть соединены друг с другом посредством оптической линии связи.

Предпочтительно корпус выполнен из алюминия или титана. Ширина корпуса составляет от 10 до 40 см, обычно 30 см, высота составляет от 10 до 30 см, обычно 10 см, и толщина составляет от 3 до 10 см, обычно 5 см.

Вычислитель согласно изобретению может быть регулятором вспомогательной силовой установки (ВСУ). Изобретение может быть применено в летательных аппаратах, например вертолетах, использующих такие вычислители.

Краткое описание чертежей

На фиг.1-4 показан вычислитель турбомашины летательного аппарата согласно изобретению: на фиг.1 и 2 - вычислитель в разобранном состоянии, виды в изометрии; на фиг.3 - вид спереди; и на фиг.4 - разрез по линии А-А на фиг.3.

Варианты осуществления изобретения

Вычислитель турбомашины летательного аппарата согласно изобретению включает в себя металлический корпус 10 в форме параллелепипеда, содержащий отделенные первую и вторую полости 14 и 15 в форме параллелепипеда, в которых установлены соответственно первая и вторая электронные платы 20 и 21 со встроенными в них соответственно каналом регулирования и каналом контроля. Эти электронные платы установлены в двух плоскостях, ориентированных под определенным углом относительно друг друга, например под углом 90°.

Как показано на фиг.1-4, корпус 10 состоит из основания 11 в форме параллелепипеда и двух крышек 12 и 13, соответственно прикрепленных к верхней стороне и боковой стороне основания 11 для образования двух отдельных полостей 14 и 15 в форме параллелепипеда. Крышки 12 и 13 могут быть прикреплены к основанию 11 винтами, вворачиваемыми в отверстия 31 и 32, причем уплотнение внутренних полостей при этом может быть выполнено посредством уплотнений 33.

Первая полость 14, разделенная на две части стенкой 16, предназначена для установки в ней первой электронной платы 20 для управления каналом регулирования. Вторая полость 15 предназначена для установки в ней второй электронной платы 21 для управления каналом контроля.

В первой полости 14 может быть также установлена третья электронная плата 30, расположенная на дне первой полости 14, как это показано на фиг.4; третья электронная плата может быть электрически соединена с первой платой 20 посредством штырьковых разъемов. Эта третья электронная плата 30 служит для оперативного дополнения первой электронной платы.

Первая электронная плата 20 гибким проводником 22 соединена с малой платой 23, к которой прикреплены два многоконтактных разъема 24 и 25 и которую вставляют в переднюю часть основания 11. Вторая электронная плата 21 гибким проводником 27 соединена с многоконтактным разъемом 26. Этот разъем 26 закрепляют в отверстии 28, выполненном на передней части основания 11.

Как показано на фиг.4, прокладки 34 отделяют первую электронную плату 20 от третьей электронной платы 30.

Первая электронная плата соединена со второй электронной платой гибким проводником 35, который заканчивается контактом 35', обеспечивающим гальваническое соединение; этот проводник должен проходить сквозь отверстие 42, выполненное в основании 11. Разделительные стенки 40 и 41 между первой полостью 14 и второй полостью обеспечивают их отделение.

Таким образом, вычислитель согласно изобретению содержит две электронные платы 20 (возможно, дополняемую третьей электронной платой 30) и 21, размещенные в двух отдельных полостях и ориентированные под определенным углом относительно друг друга, предпочтительно под углом 90°, что устраняет вероятность возникновения связанного с вибрацией отказа общего типа. Наличие двух отдельных полостей обеспечивает также отсутствие физических, термодинамических, химических, электрических и других отказов общего типа.

Такое решение облегчает размещение независимых разъемов для каждой из плат. Кроме того, такое решение облегчает использование двух независимых источников питания.

Согласно предпочтительному варианту осуществления вычислитель имеет размеры, показанные на фиг.3 и 4 (показано в масштабе 1:1).

Электронные платы 20 и 21 соединены друг с другом посредством минимизированного соединения, обеспеченного, например, посредством оптических развязок, которые обеспечивают электрическую независимость каналов регулирования и контроля.

Вычислитель согласно изобретению обеспечивает устранение причин всех отказов общего типа, обеспечивая более высокую гибкость, а именно:

- внешнее производство одной из электронных плат 20 (30) и 21 обеспечивает устранение всех возможных производственных причин отказов;

- уплотнение между обеими полостями 14 и 15 позволяет устранить вероятность общих отказов, связанных с термодинамикой, а именно взаимного нагревания электронных плат 20 (30) и 21 или их одновременного перегрева;

- уплотнения между полостями 14 и 15 также позволяют устранить причины отказов, связанных с физико-химическими факторами или механическим воздействием; обеспечивается решение проблемы вероятности сдвига электронных плат 20 (30) и 21; устраняется риск возникновения одновременного короткого замыкания, связанный с применением винтов;

- независимость полостей 14 и 15 позволяет использовать сильную электроизоляцию электронных плат 20 (30) и 21, избегая при этом вероятности возникновения каскадных электрических пробоев с одной платы на другую, которые могли бы возникнуть при ударе молний или перепадах напряжения в электросети;

- расположение электронных плат 20 (30) и 21 перпендикулярно друг другу решает проблему механического резонанса, изменяя воздействие вибрации, и устраняет вероятность одновременного выхода данных плат из строя;

- электрическая проблема, которая может возникать на электронной плате 20 (30), не передается электрическим путем на другую плату 21;

- выход из строя соединения между электронными платами приводит только к переводу вычислителя в безопасный режим работы, т.к. при этом канал регулирования выключает вычислитель или запрещает возможность его запуска.

1. Вычислитель турбомашины летательного аппарата, содержащий металлический корпус (10) в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля, отличающийся тем, что корпус (10) содержит первую полость (14) с установленной в ней первой электронной платой (20) для управления каналом регулирования и независимую от первой полости вторую полость с установленной в ней второй электронной платой (21) для управления каналом контроля, причем указанные электронные платы выполнены в двух плоскостях, ориентированных под углом 90° друг к другу.

2. Вычислитель по п. 1, отличающийся тем, что каждая электронная плата (20, 21) присоединена к по меньшей мере одному разъему (24, 25, 26), расположенному на стороне корпуса.

3. Вычислитель по п. 2, отличающийся тем, что каждый разъем представляет собой многоконтактный разъем.

4. Вычислитель по п. 1, отличающийся тем, что содержит третью электронную плату (30), установленную в первой полости (14) и электрически соединенную с первой электронной платой (20).

5. Вычислитель по п. 1, отличающийся тем, что первая и вторая электронные платы (20, 21) гальванически изолированы друг от друга.

6. Вычислитель по п. 5, отличающийся тем, что первая и вторая электронные платы (20, 21) соединены друг с другом посредством оптической линии связи.

7. Вычислитель по п. 1, отличающийся тем, что корпус (10) выполнен из алюминия или титана.

8. Вычислитель по п. 1, отличающийся тем, что ширина корпуса (10) составляет от 10 до 40 см, высота от 10 до 30 см и толщина от 3 до 10 см.

9. Летательный аппарат, снабженный вычислителем по любому из пп. 1-8.



 

Похожие патенты:

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.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания.
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.

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.

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.

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 способу контроля устройства защиты от превышения частоты вращения одновальной установки, содержащей газовую турбину, генератор и паровую турбину, включающему в себя следующие этапы: а) эксплуатацию одновальной установки при ее номинальной частоте вращения и под подключенной к генератору электрической нагрузкой, причем нагрузка выбирается такой низкой, чтобы после ее сброса частота вращения одновальной установки возросла таким образом, чтобы частота вращения оставалась ниже предельного значения частоты вращения паровой турбины, которая ниже предельного значения частоты вращения газовой турбины, причем защитное устройство выполнено таким образом, что первая защита срабатывает, как только своего предельного значения достигнет частота вращения паровой турбины, а вторая защита срабатывает, как только своего предельного значения достигнет частота вращения газовой турбины; б) сброс нагрузки; в) повышение массового потока подаваемого в паровую турбину пара и/или подаваемого в газовую турбину топлива таким образом, чтобы частота вращения паровой турбины достигла своего предельного значения; г) контроль срабатывания первой защиты.

Группа изобретений относится к области машиностроения. Устройство механической защиты содержит трансмиссионный вал, имеющий резонансную частоту изгибных колебаний, соответствующую заранее определенному превышению допустимой частоты вращения трансмиссионного вала.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при автоматизации процесса защиты турбомашин от недопустимого повышения частоты вращения ротора.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при автоматизации процесса защиты турбомашин от превышения предельной частоты вращения ротора. .

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при автоматизации процесса защиты турбомашин от превышения предельной частоты вращения ротора. .

Изобретение относится к области исполнительных устройств защиты паровой турбины, обеспечивающих перекрытие подвода пара в турбину по сигналам систем ее защиты, и предназначено главным образом для турбин, работающих на низкопотенциальном геотермальном паре с большим содержанием солей и нерастворимых, в том числе агрессивных, газов.

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.

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.

Наверх