Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя

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 электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.

При эксплуатации современных газотурбинных двигателей большое значение имеет контроль и диагностика технического состояния, для чего двигатели оснащаются информационными системами, включающими в себя большое количество датчиков различного типа. Подключение к системе такого количества датчиков осуществляется как с использованием электрических соединителей и кабелей, так и с помощью беспроводного канала передачи данных. Питание датчиков осуществляется через электрические соединители и кабели или при помощи встроенных аккумуляторов и/или электрических генераторов, получающих энергию из окружающей среды.

Известна система регулирования газотурбинного привода, содержащая датчик и задатчик частоты вращения турбины, соединенные выходами с элементом сравнения, выход которого соединен с первым входом сумматора, выход которого имеет возможность соединения с управляющим элементом дозатора топлива, причем выход элемента сравнения соединен с входом дифференцирующего звена, причем система снабжена двумя умножителями, блоком деления и измерителем крутящего момента турбины, первый вход первого умножителя соединен с выходом сумматора, а выход - с управляющим элементом дозатора топлива, первый вход второго умножителя соединен с выходом дифференциатора, а выход - со вторым входом сумматора, причем измеритель крутящего момента турбины соединен со вторым входом первого умножителя и первым входом блока деления, второй вход которого соединен с датчиком частоты вращения турбины, а вход блока деления соединен со вторым входом второго умножителя (Патент RU №2252329).

Известна система автоматического управления, контроля и регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя, которая содержит первый блок частотных формирователей, по входу соединенный с первым блоком контроля датчиков и частоты и первым входом системы, а его выход соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и первым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен с первым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, второй блок частотных формирователей по входу соединен со вторым блоком контроля датчиков и частоты и третьим входом системы, а его выход соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода и вторым блоком контроля датчиков и частоты, выход которого соединен со вторым блоком аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, блок нормализаторов соединен с первым и вторым блоками контроля датчиков и частоты, первым и вторым блоками аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход блока нормализаторов соединен со вторым входом системы, первый и второй блоки формирования команд через блок выдачи команд управления соединены с блоком контроля команд управления, вход-выход операционного блока соединен со входом-выходом блока накопителя, отличающаяся тем, что в систему дополнительно введены блок контроля одиночных сигналов и девять блоков приема-передачи последовательного кода, вход-выход первого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом операционного блока, вход-выход второго блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока формирования команд, вход-выход третьего блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход четвертого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом первого блока контроля датчиков и частоты, вход-выход пятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля одиночных сигналов, вход-выход шестого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом блока контроля команд управления, вход-выход седьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока формирования команд, вход-выход восьмого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока аналого-цифрового преобразования и анализа информационного и контрольного кода, вход-выход девятого блока приема-передачи последовательного кода соединен со входом-выходом второго блока контроля датчиков и частоты, вторые входы-выходы блоков приема-передачи последовательного кода соединены между собой, третий вход-выход операционного блока соединен с выходом системы (Патент RU №2292576).

Основными недостатками данных систем является наличие большого числа кабелей, проводов и соединений, что оказывает негативное влияние на надежность, масштабируемость и общую массу системы и повышает сложность технического обслуживания и модернизации электронной системы автоматического управления газотурбинным авиадвигателем.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятому за прототип является «Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным двигателем» (Патент RU №2372505). Система содержит комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, радиомодуль передачи информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации.

Основные недостатки прототипа:

Основным элементом питания являются аккумуляторные элементы, которые должны обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков. Для подзарядки аккумуляторных элементов в прототипе используются различные микроэлектрогенераторы для преобразования тепловой энергии, энергии вибраций в электрическую. Однако микроэлектрогенераторы не могут обеспечивать энергией комплект беспроводных интеллектуальных датчиков при выключенном двигателе. Аккумулятор не может обеспечить работу при длительном хранении (до 1-2 лет).

В прототипе комплекты беспроводных интеллектуальных датчиков расположены на одной стороне двигателя и радиосигналы проходят от антенны датчиков до радиомодуля приема и диспетчеризации информации по прямым линиям. Такое расположение является число теоретическим, так как на реальном двигателе эти датчики расположены в различных местах, разнесенных в пространстве и окруженных металлическими частями двигателя. В таких условиях происходит искажение предаваемого сигнала: появляется межсимвольная интерференция, появляющаяся из-за наложения сигналов, пришедших по различным путям. Такая межсимвольная интерференция приводит к снижению помехоустойчивости приема информации, передаваемой сдатчиков.

В прототипе передача данных от комплектов беспроводных интеллектуальных датчиков до радиомодуля приема не защищена от индустриальных и преднамеренных помех. Помехи могут быть вызваны гармониками мощных импульсных генераторов в самолете и вертолете, импульсными переключателями электродвигателей и пр., а также преднамеренными, например сосредоточенными по спектру помехами для подавления системы контроля и диагностики двигателя. Эти помехи могут создаваться, в том числе, и наземными радиолокационными станциями.

Технической проблемой являются недостаточные надежность, помехозащищенность и межремонтный ресурс элементов существующих беспроводных электронных систем контроля и диагностики газотурбинного двигателя.

Указанная проблема решается тем, что в известную систему, которая содержит цифровой блок управления, комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, дополнительно введены излучатель энергии, комплект приемников энергии, входное устройство, анализатор помех, режекторный фильтр, вычитатель, память, при этом 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 эффект: повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.

Принцип работы системы поясняется графическими материалами, где:

На фиг. 1 схематично изображена заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 показан процесс беспроводной передачи данных по каналу с многолучевым распространением и алгоритм работы примененных технических решений по компенсации паразитных откликов полезного сигнала.

Заявляемая система контроля и диагностики состоит из комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1, входного устройства 2, анализатора помех 3, режекторного фильтра 4, вычитателя 5, памяти 6, радиомодуля приема и диспетчеризации информации 7, узла комплексирования информации 8, блока вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатора состояния и замещения информации 10, цифрового блока управления 11, излучателя энергии 12, комплекта приемников энергии 13.

Беспроводная система контроля и диагностики работает следующим образом.

После установки всех элементов системы на экземпляр двигателя цифровым блоком управления 11 производится операция калибровки системы, включающая в себя автоматический анализ многолучевого канала распространения сигналов от комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков 1 до входного устройства 2 и запись в память 6 вычисленных компенсационных сигналов.

Информация о параметрах двигателя от комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков через многолучевой канал с паразитными отражениями от элементов конструкции двигателя (на фигуре не показаны) поступает на входное устройство 2. Сигнал с входного устройства поступает на анализатор помех 3, формирующий коэффициенты для режекторного фильтра 4, также получающего сигнал с входного устройства 2. Отфильтрованный сигнал с выхода фильтра 4 передается на вычитатель 5, на который также поступают компенсационные сигналы из памяти 6. Выходной сигнал с вычитателя 5 поступает на радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7 и далее последовательно через узел комплексирования информации 8, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 9, анализатор состояния и замещения информации 10 передается в блок управления 11 для анализа технического состояния двигателя.

Первый график на фиг. 2 показывает выходной импульс сигнала от беспроводного интеллектуального датчика из комплекта 1.

Второй график на фиг. 2 показывает сигнал, приходящий на приемную антенну входного устройства 2 после прохождения импульса сигнала по многолучевому каналу распространения без компенсации. Видны паразитные отклики, возникающие в результате переотражения сигнала от элементов конструкции двигателя.

Третий график на фиг. 2 показывает принимаемый сигнал с наложением с помощью вычитателя 5 компенсационных сигналов из памяти 6.

Четвертый график на фиг. 2 показывает сигнал после обработки и компенсации, поступающий для дальнейшей обработки в радиомодуль приема и диспетчеризации информации 7.

Для обеспечения электрическим питанием комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя 1 в качестве дополнительного источника питания в системе используется излучатель энергии 12, по сигналам от цифрового блока управления 11 возбуждающий направленные электромагнитные колебания, и комплект приемников энергии 13, преобразующий энергию электромагнитных колебаний от излучателя в электрическую энергию и соединенный с комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков 1.

Заявленная беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационным газотурбинным двигателем обеспечивает повышение надежности и помехозащищенности электронной системы контроля и диагностики газотурбинным двигателем, снижение энергопотребления системы, увеличение межремонтного ресурса элементов системы и снижение затрат на техническое обслуживание.

Беспроводная электронная система контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, включающая комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, цифровой блок управления, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена входным устройством, анализатором помех, режекторным фильтром, вычитателем, памятью, излучателем энергии, комплектом приемников энергии, при этом 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе. Технический результат изобретения – устранение сажи в системе сжигания топлива, устранение необходимости в разборке, очистке и ремонте горелок после краткого периода работы на жидком топливе при низких нагрузках, создание усовершенствованного переключения между подачей газообразного и жидкого топлива, уменьшение выбросов из двигателя. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Устанавливают заданное пороговое значение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности, пороговое значение ниже номинальной мощности газовой турбины. Эксплуатируют газовую турбину с отдаваемой выходной мощностью выше заданного порогового значения (p2) с постоянной усредненной температурой отработавших газов или с высчитанной на этой основе выходной величиной. Для понижения отдаваемой выходной мощности газовой турбины входные направляющие лопатки компрессора газовой турбины оставляют закрытыми. Снижают заданное значение отдаваемой выходной мощности газовой турбины при переходе отдаваемой выходной мощности ниже порогового значения. Температуру отработавших газов газовой турбины повышают с продолжением снижения мощности газовой турбины и снижают до достижения максимального значения температуры отработавших газов. Заданное пороговое значение выбирают таким образом, чтобы повышение температуры происходило в максимально протяженном режиме частичной нагрузки в соответствии с нормой выброса окиси углерода. Изобретение направлено на эксплуатацию газовой турбины со сравнительно высокой производительностью в соответствии с нормой выброса окиси углерода. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр = const (постоянная приведенная частота вращения компрессора) во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина в количестве не более 3% от расхода воздуха) на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 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.

Наверх