Устройство защиты от заброса оборотов авиационного двигателя

Изобретение относится к устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, первый и второй электронные блоки (ECU#1 и ECU#2), последовательно соединенные с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели. Так, нормально замкнутые первый и второй выключатели реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления, только если напряжение имеет одну и ту же заданную полярность. При этом первый и второй выключатели позволяют при указанной одной и той же заданной полярности первому (ECU#1) и второму (ECU#2) электронным блокам изолировать или соединять логическое устройство (ЕСА) управления с источником (S) напряжения в зависимости от указанных дискретных электрических сигналов управления. Также представлены система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая устройство защиты от заброса оборотов, и авиационный двигатель, оснащённый такой системой. Изобретение позволяет упростить конструкцию, а также улучшить обнаружение неисправности, не прибегая при этом к усложнению питания. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к питанию авиационных двигателей в, в частности, к их защите от заброса оборотов.

Уровень техники

В авиационном двигателе чрезмерная скорость вращения вала может иметь серьезные последствия, в частности, может привести к разрушению установленных на валу роторных дисков. Поэтому такой двигатель обычно оснащают устройством защиты от заброса оборотов, которое получает информацию, отображающую скорость вращения вала двигателя и подает команду на отключение, регулирование или ограничение подачи топлива в двигатель, когда, например, эта скорость вращения превышает заранее определенный порог или когда ускорение, зависящее от этой скорости, превышает порог.

Функцию защиты от заброса оборотов можно обеспечить при помощи электронного блока защиты от заброса оборотов, который управляет сервоклапаном или любым другим устройством, выполненным с возможностью отключения/регулирования/ограничения подачи топлива в двигатель или с возможностью предупреждения заброса оборотов двигателя.

Обычно этот электронный блок отделен от блока регулирования двигателя (“Engine Control Unit”, (ECU)) и получает питание от бортовой сети летательного аппарата.

Проблема этого решения состоит в том, что функция защиты от заброса оборотов питается от той же бортовой сети, что и функция регулирования, и, следовательно, требует общего режима с блоком ECU, поэтому неисправность одного блока может повлечь за собой выход из строя другого блока.

Раскрытие изобретения

Изобретение предлагает решение, которое обеспечивает хороший компромисс независимости между функцией защиты от заброса оборотов и блоком регулирования двигателя, не прибегая при этом к усложнению питания.

В связи с этим первым объектом изобретения является устройство защиты от заброса оборотов авиационного двигателя, содержащего систему питания топливом указанной вращающейся машины, при этом устройство защиты содержит:

источник напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности;

логическое устройство управления, последовательно соединенное с источником напряжения, при этом указанное логическое устройство управления выполнено с возможностью открывания или перекрывания системы питания в зависимости от полярности выдаваемого напряжения;

первый электронный блок, последовательно соединенный с источником напряжения и с логическим устройством управления и содержащий:

первый датчик скорости, выдающий первый дискретный электрический сигнал управления, зависящий от скорости двигателя;

первый нормально замкнутый выключатель, управляемый указанным первым дискретным электрическим сигналом управления;

второй электронный блок, последовательно соединенный с источником напряжения и с логическим устройством управления и содержащий:

второй датчик скорости, выдающий второй дискретный электрический сигнал управления, зависящий от скорости двигателя;

второй нормально замкнутый выключатель, управляемый указанным вторым дискретным электрическим сигналом управления;

при этом нормально замкнутый первый выключатель и обычно замкнутый второй выключатель имеют «замкнутое» состояние, пропускающее ток, и «разомкнутое» состояние, не пропускающее никакого тока;

при этом логическое устройство управления расположено между первым электронным блоком и вторым электронным блоком;

при этом нормально замкнутые первый и второй выключатели реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления, только если напряжение имеет заданную полярность, при этом первый и второй выключатели позволяют при указанной заданной полярности первому и второму электронным блокам изолировать или соединять логическое устройство управления с источником напряжения в зависимости от указанных дискретных электрических сигналов управления.

Предпочтительно изобретение может быть дополнено следующими факультативными признаками, рассматриваемыми отдельно или в любой технически возможной комбинации:

- первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью измерять скорость двигателя и выдавать дискретные электрические сигналы управления, имеющие верхнее состояние при скорости двигателя Vmoteur, такой, что Vseuil1 ≤ Vmoteur < Vseuil2, где Vseuil1 является первым порогом, и Vseuil2 является вторым характеристическим порогом заброса оборотов двигателя летательного аппарата; нижнее состояние при скорости двигателя, такой, что 0 ≤ Vmoteur < Vseuil1, и такой, что Vmoteur > Vseuil2, или когда двигатель имеет неисправность;

- первый и второй электронные блоки изолируют логическое устройство управления от источника напряжения, как только первый и второй выключатели переходят из «разомкнутого» состояния в «замкнутое» состояние, тогда как логическое устройство управления открыто, при этом изменение состояния указанных первого и второго выключателей приводит к закрыванию сервоклапана.

- первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью выдавать за счет вращения двигателя электрическую энергию для автоматического питания указанного устройства защиты.

- первый и второй датчики скорости являются индуктивными датчиками, например, с акустическом колесом, датчиками типа обмотки генератора переменного тока или активным электрическим датчиком измерения скорости.

- устройство содержит поляризатор, установленный параллельно с источником напряжения, при этом указанный поляризатор выполнен с возможностью поляризации напряжения, выдаваемого источником напряжения.

- первый и второй выключатели содержат транзистор, предпочтительно типа Дарлингтона, или биполярный транзистор.

Изобретение имеет много преимуществ.

- Простая архитектура, разделенная на две независимые функции на двух независимых блоках;

- Существует полное разделение между функцией защиты от заброса оборотов и блоком регулирования двигателя;

- Можно использовать разные источники питания от летательного аппарата или от системы регулирования между функцией защиты от заброса оборотов и блоком регулирования двигателя;

- Независимое питание позволяет исключить требование пожарной безопасности на функции питания регулирующей части;

- Улучшено обнаружение неисправности, так как способность работы устройства связана с нормальной работой датчиков;

- Архитектура устройства позволяет сохранить симплексный привод для предупреждения начала заброса оборотов и одновременно гарантировать соблюдение требований надежности работы, при этом возможность приведения в действие устройства проверяют при каждом запуске, и в случае неисправности запуск не происходит.

Объектом изобретения является также система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая заявленное устройство защиты от заброса оборотов.

Кроме того, объектом изобретения является авиационный двигатель, содержащий заявленное устройство питания.

Описание фигур

Другие признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схема заявленного устройства защиты.

Фиг. 2 - вариант выполнения выключателя заявленного устройства защиты.

Фиг. 3-5 иллюстрируют работу заявленного устройства защиты.

На всех фигурах аналогичные элементы имеют одинаковые обозначения.

Подробное описание изобретения

На фиг. 1 показано устройство защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата согласно варианту выполнения изобретения.

Двигатель (не показан) летательного аппарата содержит, например, магистраль 10 питания топливом, которая может быть перекрыта или ограничена устройством защиты. Разумеется, устройство защиты можно применять для любой вращающейся машины, содержащей устройство питания топливом.

Устройство защиты содержит источник S напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение V отрицательной или положительной полярности. Так, источник S напряжения выполнен с возможностью выдавать напряжение с амплитудой |V| по абсолютной величине при отрицательной или положительной полярности. Таким образом, источник питания выдает напряжение питания, равное ±V в зависимости от применяемой полярности.

Устройство защиты содержит поляризатор Р, управляемый командным сигналом CMD#P, направляемым по команде из летательного аппарата, либо по команде от вычислительного устройства регулирования (не показано), либо на основе специальных алгоритмов, обеспечивающих переход полярности (их детальное описание опускается).

Чтобы перекрыть или открыть магистраль 10 питания топливом, устройство защиты содержит, например, но не ограничительно, логическое устройство управления, такое как сервоклапан ЕСА, последовательно соединенный с источником S напряжения. Сервоклапаном ЕСА управляют в зависимости от полярности напряжения, выдаваемого источником S напряжения.

Как известно, этот сервоклапан ЕСА является бистабильным и имеет, таким образом, два стабильных состояния. Действительно, считается, что сервоклапан переходит из «открытого» состояния (магистраль 10 питания открыта) в «закрытое» состояние (магистраль 10 питания закрыта), как только меняется полярность напряжения, чтобы питать сервоклапан ЕСА положительным или отрицательным током.

Устройство защиты содержит первый электронный блок ECU#1, последовательно соединенный с источником S напряжения и с сервоклапаном ЕСА, при этом на фигуре первый электронный блок ECU#1 находится на выходе сервоклапана.

Первый электронный блок ECU#1 содержит первый датчик С1 скорости, выдающий первый дискретный электрический сигнал управления CMD#1, являющийся функцией скорости двигателя, и первый нормально замкнутый выключатель I1, управляемый первым дискретным электрическим сигналом управления CMD#1.

Следует уточнить, что термин «датчик скорости» обозначает устройство, позволяющее на основании физической информации, такой как скорость, определить сигнал управления при помощи каскада преобразования физическая информация/ электрический сигнал.

Кроме того, устройство защиты содержит второй электронный блок ECU#2, последовательно соединенный с источником S напряжения и с сервоклапаном ЕСА, при этом на фигуре второй электронный блок ECU#2 находится на входе сервоклапана.

Понятно, что сервоклапан ЕСА расположен между первым электронным блоком ECU#1 и вторым электронным блоком ECU#2.

Второй электронный блок ECU#2 содержит второй датчик С2 скорости, выдающий второй дискретный электрический сигнал управления CMD#2, являющийся функцией скорости двигателя, и второй нормально замкнутый выключатель I2, управляемый вторым дискретным электрическим сигналом управления CMD#2.

Считается, что нормально замкнутый выключатель имеет «замкнутое» состояние, пропуская ток, и «разомкнутое» состояние, не пропуская никакого тока.

Первый С1 и второй С2 датчики скорости выполнены с возможностью измерять скорость двигателя и выдавать дискретные электрические сигналы управления, имеющие:

- верхнее состояние (‘1’) при скорости двигателя Vmoteur, такой, что Vseuil1 ≤ Vmoteur < Vseuil2, где Vseuil1 является первым порогом, и Vseuil2 является вторым характеристическим порогом заброса оборотов;

- нижнее состояние (‘0’) при скорости двигателя, такой, что 0 ≤ Vmoteur < Vseuil1, и такой, что Vmoteur > Vseuil2, или когда двигатель имеет неисправность.

Разумеется, второй порог превышает первый порог.

Таким образом, для двигателя, достигшего скорости, превышающей первый порог (Vseuil1), верхнее состояние ‘1’ соответствует отсутствию неисправности или отсутствию заброса оборотов, и нижнее состояние ‘0’ соответствует забросу оборотов или неисправности. Первым типичным порогом Vseuil1 является, например, скорость двигателя летательного аппарата, равная 30% крейсерской скорости, необходимой для двигателя летательного аппарата.

С другой стороны, считается, что двигатель имеет заброс оборотов, когда скорость превышает или равна второму порогу (Vseuil2), обычно составляющему от 110% до 130%, как правило, 120% крейсерской скорости двигателя летательного аппарата.

Кроме того, первый С1 и второй С2 датчики измеряют скорость в разных местах, чтобы получать независимые измерения, и не имеют общего режима, кроме вращения двигателя.

Это позволяет обеспечивать достаточную пожарную безопасность и избегать эффектов общего режима, кроме того, предусмотрены меры маршрутизации, чтобы обеспечивать топологическое разделение на уровне измерения.

Эти первый С1 и второй С2 датчики скорости выполнены с возможностью выдавать за счет вращения двигателя электрическую энергию для автоматического питания устройства защиты.

Первый и второй датчики скорости являются датчиками индуктивного типа или, в целом, могут быть датчиками, способными выдавать указание скорости и мощности. При этом датчик используют в качестве источника мощности, а также в качестве источника измерения. Например, используют датчик с акустическом колесом, или датчик типа обмотки генератора переменного тока или активный электрический датчик углового положения (на английском языке “Rotary Variable Differential Transformer”, (RVDT)).

В устройстве защиты сервоклапан ЕСА расположен соответственно между первым электронным блоком ECU#1 и вторым электронным блоком ECU#2, которые в определенных условиях позволяют изолировать сервоклапан ЕСА от источника S напряжения.

Действительно, первый I1 и второй I2 выключатели каждого из первого ECU#1 и второго ECU#2 электронных блоков реагируют на первый CMD#1 и второй CMD#2 дискретные электрические сигналы управления только при одной полярности.

Чтобы поменять полярность напряжения, устройство защиты содержит поляризатор Р, который управляется командным сигналом CMD#Р, являющимся функцией состояния двигателя летательного аппарата: «запуск», «малый газ» (то есть сразу после запуска).

Считается, что первый I1 и второй I2 выключатели реагируют на первый CMD#1 и второй CMD#2 дискретные электрические сигналы управления, когда источник S напряжения выдает напряжение положительной полярности, то есть равное +V.

Считается также, что, если полярность является положительной:

- первый выключатель I1 замкнут при первом дискретном электрическом сигнале управления CMD#1=’0’ (нижнее состояние);

- первый выключатель I1 разомкнут при первом дискретном электрическом сигнале управления CMD#1=’1’ (верхнее состояние);

- второй выключатель I2 замкнут при втором дискретном электрическом сигнале управления CMD#2=’0’ (нижнее состояние);

- второй выключатель I2 разомкнут при втором дискретном электрическом сигнале управления CMD#2=’1’ (верхнее состояние).

При этой положительной полярности первый ECU#1 и второй ECU#2 электронные блоки закрывают сервоклапан ЕСА источника S напряжения, как только первый I1 и второй I2 выключатели переходят из «разомкнутого» состояния (CMD#1=’0’, CMD#2=’0’) в «замкнутое» состояние (CMD#1=’1’, CMD#2=’1’), и, если сервоклапан ЕСА был открыт, изменение состояния первого I1 и второго I2 выключателей приводит, таким образом, к закрыванию сервоклапана (ЕСА).

Таким образом, убеждаются, что оба электрических сигнала управления находятся в верхнем состоянии, чтобы перекрыть топливную магистраль 10, что позволяет избегать ее несвоевременного перекрывания. Действительно, когда один или другой из первого или второго выключателей «разомкнут», тогда как другой «замкнут», сервоклапан ЕСА не может получать питание от источника S напряжения. Это представляет интерес тем более, что первый ECU#1 и второй ECU#2 электронные блоки являются независимыми, поскольку первый С1 и второй С2 датчики измеряют скорость двигателя летательного аппарата независимо друг от друга.

На фиг. 2 показана возможная электронная схема (первого ECU#1 или второго ECU#2) электронного блока описанного выше устройства защиты.

Нормально замкнутый выключатель (первый I1 или второй I2) содержит первый транзистор T1 NPN, управляемый дискретным электрическим сигналом управления CMD#N (N = 1 или 2), и второй транзистор T2 NPN, при этом коллектор первого транзистора Т1 соединен с базой второго транзистора Т2.

Схема содержит также диод D, подключенный между сервоклапаном ЕСА и источником 11 напряжения, при этом диод D установлен противоположно транзистору Т2.

Кроме того, схема содержит первый резистор R1, соединенный с базой первого транзистора Т1, при этом первый резистор R1 позволяет подавать электрический сигнал управления CMD#N на базу первого транзистора Т1.

Кроме того, второй резистор R2 подключен между базой второго транзистора Т2 и коллектором второго транзистора Т2.

Предпочтительно второй транзистор Т2 является транзистором Дарлингтона. Это позволяет поляризовать транзистор Т2 при помощи очень слабого тока и значительно ограничивать токи утечки, когда транзистор Т2 открыт.

Далее следует описание предпочтительного варианта работы вышеупомянутого устройства защиты.

На фиг. 3 показано состояние двигателя летательного аппарата «запуск». Поляризатор Р получает команду CMD#Р, управляющую источником питания таким образом, чтобы он выдавал напряжение отрицательной полярности, равное -V. Понятно, что двигатель получает питание топливом и что нормально замкнутые выключатели I1, I2 не реагируют на электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2, чтобы избежать несвоевременного перекрывания магистрали 10 питания двигателя топливом, которая в этом случае является открытой. Во время запуска первый и второй датчики С1, С2 выдают соответственно первый и второй дискретные электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2 в нижнем состоянии (CMD#1=’0’, CMD#2=’0’). Двигатель может быть запущен. Следует отметить, что в режиме «запуска» значение имеет только состояние диодов, поэтому устройство управления не реагирует на электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2.

Затем двигатель летательного аппарата переходит в «рабочее» состояние. По сравнению с состоянием «запуска» первый С1 и второй С2 датчики выдают в данном случае первый и второй дискретные электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2 в верхнем состоянии (CMD#1=’1’, CMD#2=’1’), при этом скорость двигателя составляет 30% от его крейсерской скорости. Разумеется, сервоклапан ЕСА продолжает поддерживать топливную магистраль 10 открытой для обеспечения питания двигателя топливом. Начиная с этого состояния защита от заброса оборотов должны быть активной.

На фиг. 4 показано состояние «малый газ» двигателя летательного аппарата, то есть двигатель запущен. В этом случае защита от заброса оборотов должна быть активной. Первый и второй дискретные электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2 находятся в верхнем состоянии (CMD#1=’1’, CMD#2=’1’), и поляризатор Р получает команду CMD#Р, управляющую источником питания таким образом, чтобы он выдавал напряжение положительной полярности, равное +V. В этом случае первый и второй выключатели I1, I2 реагируют соответственно на электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2 и переходят из «замкнутого» состояния в «разомкнутое». Таким образом, сервоклапан не получает питания, поэтому на него не влияет изменение полярности напряжения, выдаваемого источником S напряжения. Двигатель летательного аппарата продолжает получать питание топливом, поскольку сервоклапан ЕСА остается открытым. Кроме того, первый С1 и второй С2 датчики продолжают выдавать первый и второй дискретные электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2 в верхнем состоянии (CMD#1=’1’, CMD#2=’1’), при этом скорость двигателя продолжает превышать 30% крейсерской скорости двигателя.

На фиг. 5 показано состояние двигателя «неисправность». Неисправностью является, например, потеря первого и/или второго дискретного электрического сигнала управления (CMD#1, CMD#2) или обнаружение заброса оборотов двигателя. Потеря может быть связана с отказом двигатели или с отказом первого и/или второго датчиков скорости С1, С2. Поскольку функция защиты является активной (источник S напряжения выдает напряжение положительной полярности, равное +V), первый и второй выключатели I1, I2 реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления CMD#1, CMD#2. Вместе с тем, учитывая, что первый ECU#1 и второй ECU#2 электронные блоки находятся с двух сторон от сервоклапана ЕСА, то для его подсоединения к источнику S напряжения необходимо, чтобы оба выключателя I1, I2 находились в замкнутом состоянии. Таким образом, он может поменять состояние (ранее он был открытым), так как полярность изменилась. При этом перекрывание топливной магистрали 10 происходит, только когда оба электрических сигнала управления находятся в нижнем состоянии (CMD#1=’0’, CMD#2=’0’). Как было указано выше, поскольку состояния электрических сигналов не зависят друг от друга, перекрывание топливной магистрали 10 не может произойти случайно.

Изобретение не ограничивается описанным выше устройством защиты, и его объектами являются также система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая описанное выше устройство защиты от заброса оборотов, а также авиационный двигатель, содержащий такое устройство питания.

1. Устройство защиты от заброса оборотов авиационного двигателя с системой (10) питания топливом указанного авиационного двигателя, содержащее:

источник (S) напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности;

логическое устройство (ECA) управления, последовательно соединенное с источником (S) напряжения, при этом указанное логическое устройство (ECA) управления выполнено с возможностью открывания или перекрывания системы (10) питания в зависимости от полярности выдаваемого напряжения;

первый электронный блок (ECU#1), последовательно соединенный с источником (S) напряжения и с логическим устройством (ECA) управления и содержащий:

первый датчик (C1) скорости, выдающий первый дискретный электрический сигнал управления (CMD#1), зависящий от скорости двигателя;

первый нормально замкнутый выключатель (I1), управляемый указанным первым дискретным электрическим сигналом управления;

второй электронный блок (ECU#2), последовательно соединенный с источником напряжения и с логическим устройством (ЕСА) управления и содержащий:

второй датчик (С2) скорости, выдающий второй дискретный электрический сигнал управления (CMD#2), зависящий от скорости двигателя;

второй нормально замкнутый выключатель (I2), управляемый указанным вторым дискретным электрическим сигналом управления (CMD#2);

при этом нормально замкнутый первый выключатель (I1) и нормально замкнутый второй выключатель (I2) имеют «замкнутое» состояние, пропускающее ток, и «разомкнутое» состояние, не пропускающее тока;

при этом логическое устройство (ЕСА) управления расположено между первым электронным блоком (ECU#1) и вторым электронным блоком (ECU#2);

причем нормально замкнутые первый (I1) и второй (I2) выключатели реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления, только если напряжение имеет одну и ту же заданную полярность, при этом первый (I1) и второй (I2) выключатели позволяют при указанной одной и той же заданной полярности первому (ECU#1) и второму (ECU#2) электронным блокам изолировать или соединять логическое устройство (ЕСА) управления с источником (S) напряжения в зависимости от указанных дискретных электрических сигналов управления.

2. Устройство защиты по п. 1, в котором первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью измерять скорость двигателя и выдавать дискретные электрические сигналы управления, имеющие

- верхнее состояние (‘1’) при скорости двигателя Vmoteur, такой, что Vseuil1 ≤ Vmoteur < Vseuil2, где Vseuil1 является первым порогом и Vseuil2 является вторым характеристическим порогом заброса оборотов двигателя летательного аппарата;

- нижнее состояние (‘0’) при скорости двигателя, такой, что 0 ≤ Vmoteur < Vseuil1, и такой, что Vmoteur > Vseuil2, или когда двигатель имеет неисправность.

3. Устройство защиты по п. 1 или 2, в котором первый (ECU#1) и второй (ECU#2) электронные блоки изолируют логическое устройство (ЕСА) управления от источника (S) напряжения, как только первый (I1) и второй (I2) выключатели переходят из «разомкнутого» состояния в «замкнутое» состояние, тогда как логическое устройство (ЕСА) управления открыто, при этом изменение состояния указанных первого (I1) и второго (I2) выключателей приводит к закрыванию сервоклапана (ЕСА).

4. Устройство защиты по одному из пп. 1-3, в котором первый и второй датчики скорости выполнены с возможностью выдавать за счет вращения двигателя электрическую энергию для автоматического питания указанного устройства защиты.

5. Устройство защиты по п. 4, в котором первый и второй датчики скорости являются индуктивными датчиками, например, с акустическом колесом, датчиками типа обмотки генератора переменного тока или активным электрическим датчиком измерения скорости.

6. Устройство защиты по одному из пп. 1-5, которое содержит поляризатор (Р), установленный параллельно с источником (S) напряжения, при этом указанный поляризатор выполнен с возможностью поляризации напряжения, выдаваемого источником (S) напряжения.

7. Устройство защиты по одному из пп. 1-6, в котором первый (I1) и второй (I2) выключатели содержат транзистор, предпочтительно типа Дарлингтона, или биполярный транзистор.

8. Система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая устройство защиты от заброса оборотов по любому из пп. 1-7.

9. Авиационный двигатель, содержащий систему питания топливом по п. 8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах.

Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5).

Изобретения включают газотурбинный двигатель летательного аппарата и способы мониторинга газотурбинного двигателя /варианты/. Газотурбинный двигатель содержит средства, выполненные с возможностью выдачи по меньшей мере одного измерения превышения скорости, когда один из каналов измерения вышел из строя, а также по меньшей мере одно средство сравнения измерения превышения скорости по меньшей мере с одним контрольным режимом, определенным в зависимости от включенной функции защиты.

Cпособ относится к регулированию работы газовой турбины в ответ на бедный срыв пламени в камере сгорания. Газовая турбина содержит две камеры сгорания.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам автоматической защиты газотурбинного двигателя от раскрутки турбины при ее отсоединении от вала компрессора.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам защиты двигателей самолетов от неконтролируемого превышения частоты оборотов вала. Технический результат: повышенная помехозащищенность, высокая точность измерения частоты.

(57) Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к способам определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного назначения.

Устройство защиты от заброса оборотов свободной турбины газотурбинного двигателя, содержащего газогенератор, содержащий по меньшей мере один компрессор, камеру сгорания, по меньшей мере одну связанную турбину и систему регулирования впрыска топлива в упомянутую камеру сгорания, при этом газы, выходящие из упомянутого газогенератора, попадают на упомянутую свободную турбину, при этом упомянутое устройство содержит по меньшей мере одно средство измерения крутящего момента, установленное на выходном валу, механически соединенном с упомянутой свободной турбиной, и блок обработки сигнала, выполненный с возможностью передачи команды на уменьшение подачи топлива в упомянутую систему регулирования газотурбинного двигателя в случае обнаружения падения крутящего момента ниже заданного значения, в котором измерение крутящего момента, используемое для включения упомянутого уменьшения, осуществляют во время вращения, соответствующего доле оборота упомянутого выходного вала.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения.

Изобретение относится к энергетике. На машиночитаемом носителе информации сохраняются команды, исполняемые процессором электронного устройства.

Настоящее изобретение относится к способу определения режима выбросов газотурбинного двигателя (10). Для обеспечения надежной работы газотурбинного двигателя (10) способ определения режима выбросов содержит несколько этапов.

Изобретение направлено на сокращение времени, необходимого для запуска, и предотвращение чрезмерного увеличения тепловых нагрузок на лопатках турбины. Турбинная установка, работающая на влажном воздухе, включает в себя компрессор; камеру сгорания; турбину; блок рекуперации тепла выхлопных газов для рекуперации тепла выхлопных газов турбины для получения высокотемпературной влаги; систему подачи топлива, имеющую клапан регулировки расхода топлива; блок получения температуры выхлопных газов для получения температуры выхлопных газов, выпускаемых во время приведения в движение турбины; блок вычисления показателя влажности газа сгорания для определения показателя влаги, содержащейся в газе сгорания; блок вычисления верхнего предела температуры выхлопных газов для установления верхнего предела температуры выхлопных газов на основе показателя влажности газа сгорания и отношения давлений; блок вычисления разности температур выхлопных газов для определения разности между верхним пределом температуры выхлопных газов и температурой выхлопных газов; блок вычисления значения команды расхода топлива для определения значения команды расхода топлива с использованием разности температур выхлопных газов; и блок вывода значения команды управления для вывода командного сигнала клапану регулировки расхода топлива на основе значения команды, выбранного блоком выбора значения команды расхода топлива.

Группа изобретений относится к способу фильтрации грубого заданного значения, модулю фильтрации и системе регулирования турбореактивного двигателя, турбореактивному двигателю, оборудованному такой системой.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива.

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. В способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания на переходных режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления и корректируют в зависимости от ускорения ротора компрессора высокого давления, а на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель.

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.

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 устройству защиты от заброса оборотов двигателя летательного аппарата. Устройство содержит: источник напряжения, выполненный с возможностью выдавать напряжение отрицательной или положительной полярности, логическое устройство управления, последовательно соединенное с источником напряжения, первый и второй электронные блоки, последовательно соединенные с источником напряжения и с логическим устройством управления, причём каждый электронный блок содержит соответственно первый и второй датчики скорости, а также первый и второй нормально замкнутые выключатели. Так, нормально замкнутые первый и второй выключатели реагируют соответственно на первый и второй дискретные электрические сигналы управления, только если напряжение имеет одну и ту же заданную полярность. При этом первый и второй выключатели позволяют при указанной одной и той же заданной полярности первому и второму электронным блокам изолировать или соединять логическое устройство управления с источником напряжения в зависимости от указанных дискретных электрических сигналов управления. Также представлены система питания топливом двигателя летательного аппарата, содержащая устройство защиты от заброса оборотов, и авиационный двигатель, оснащённый такой системой. Изобретение позволяет упростить конструкцию, а также улучшить обнаружение неисправности, не прибегая при этом к усложнению питания. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх