Способ и устройство для уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата

Авторы патента:

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

F01D21/00 - Остановка (отключение) турбин и турбомашин, например в экстренных случаях; регулирующие, управляющие или предохранительные устройства, не отнесенные к другим рубрикам

Владельцы патента RU 2701928:

САФРАН ХЕЛИКОПТЕР ЭНДЖИНЗ (FR)

Изобретение относится к способу уведомления о разрешении полностью отключить газотурбинный двигатель летательного аппарата. Так, способ применяется после обнаружения (E10), что двигатель перешел к скорости холостого хода, и содержит: a) этап (E20) оценки для использования значения первого рабочего параметра двигателя, чтобы оценивать значение для второго параметра T45MG, характеризующего тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию; b) этап (E30) сравнения для сравнения значения второго параметра T45MG с предварительно определенным пороговым значением T45thresh, соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части; и c) этап (E50) уведомления для уведомления о разрешении полностью отключать двигатель, если значение второго параметра T45MG ниже значения предварительно определенного порогового значения T45trhesh, иначе повторение этапов a)-c). Изобретение также относится к устройствам для выполнения такого способа, а именно: к компьютерно-читаемому носителю данных, хранящему компьютерную программу, включающую в себя инструкции для исполнения этапов способа уведомления о разрешении полностью отключить газотурбинный двигатель летательного аппарата, и к газотурбинному двигателю летательного аппарата. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Уровень техники изобретения

Настоящее изобретение относится к общей области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, для которых необходимо, чтобы двигатель работал на холостом ходу в течение некоторой продолжительности времени на земле перед инструктированием полного отключения двигателя.

В области авиации обычной практикой в руководствах по эксплуатации для пилотов летательных аппаратов является указание того, что двигатель должен работать с рабочей скоростью, известной как "холостой ход" в течение некоторой продолжительности времени перед инструктированием двигателю полностью отключаться. Этот отрезок времени называется "стабилизацией двигателя" и ассоциируется, главным образом, с риском закоксовывания масла или топлива в двигателе на горячих фрагментах двигателя (например, на инжекторах для впрыска топлива в камеру сгорания двигателя). Для того, чтобы избегать чрезмерного закоксовывания таких горячих фрагментов двигателя, таким образом, рекомендуется оставлять двигатель работающим на холостом ходу в течение некоторой продолжительности времени перед полным отключением.

Продолжительность этой стадии стабилизации двигателя, в целом, предварительно определяется как функция типа двигателя, и она типично лежит в диапазоне от 30 секунд до 2 минут.

Однако, навязывание фиксированной продолжительности стабилизации представляет многочисленные недостатки. В частности, если желательно охватывать наихудшую возможную термическую ситуацию для двигателя, тогда продолжительность стабилизации будет обязательно длительной, что накладывает время ожидания, которое ставит в невыгодное положение экипаж летательного аппарата, прежде чем они смогут полностью отключить двигатель. Напротив, если желательно минимизировать это ограничение для экипажа, продолжительность стабилизации должна быть настолько короткой, насколько возможно, что может подвергать двигатель эффекту значительного закоксовывания, который, при длительной работе, ведет к значительным затратам и времени на техническое обслуживание.

Следовательно, существует необходимость в способе определения продолжительности стабилизации на скорости холостого хода для газотурбинного двигателя летательного аппарата перед полным отключением, который не представляет вышеупомянутых недостатков, которые ассоциируются с определением фиксированной продолжительности стабилизации.

Цель и сущность изобретения

Настоящее изобретение удовлетворяет эту необходимость, в частности, предоставляя способ уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата, способ применяется после обнаружения того, что двигатель перешел к скорости холостого хода, и содержит:

a) этап оценки для использования значения первого рабочего параметра двигателя, чтобы оценивать значение для второго параметра, характеризующего тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию, эта оценка выполняется посредством модели теплового поведения для упомянутой части;

b) этап сравнения для сравнения значения второго параметра с предварительно определенным пороговым значением, соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части;

c) этап уведомления для уведомления о разрешении полностью отключать двигатель, если значение второго параметра ниже значения предварительно определенного порогового значения;

иначе повторение этапов a)-c).

Соответственно, изобретение также предоставляет устройство для уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата, устройство содержит:

средство оценки для использования значения первого рабочего параметра двигателя, чтобы оценивать значение для второго параметра, характеризующего тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию, эта оценка выполняется посредством модели теплового поведения для упомянутой части;

средство сравнения для сравнения значения второго параметра с предварительно определенным пороговым значением, соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части; и

средство уведомления для уведомления о разрешении полностью отключать двигатель.

Изобретение, таким образом, предоставляет звуковой механизм для адаптации продолжительности стабилизации двигателя как функции фактического использования двигателя. С помощью модели теплового поведения для части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию, и просто имея знание рабочего параметра двигателя, этот механизм (который может быть интегрирован непосредственно в электронный компьютер двигателя), таким образом, дает возможность эффективным образом определять необходимую продолжительность времени, которую нужно выжидать пилоту перед полным отключением двигателя. Этот механизм просто исполнить (он не требует специальных инструментальных средств или измерительных инструментов, так как рабочий параметр, который он использует, является параметром, которые уже наблюдается для других функций наблюдения двигателя), и он делает возможным точное вычисление продолжительности времени, необходимой, чтобы избегать какого-либо чрезмерного закоксовывания горячих фрагментов двигателя.

Избегая какого-либо риска чрезмерного закоксовывания, механизм изобретения, таким образом, делает возможным уменьшение затрат и времени, требуемых для технического обслуживания двигателя. Кроме того, механизм делает возможным оптимизацию процедур пилотирования и полета, делая эту стадию стабилизации двигателя настолько простой, насколько возможно, для пилота. Наконец, с помощью такого механизма возможно планировать операции технического обслуживания, если продолжительности времени стабилизации на земле не были исполнены, и вести учет множества стадий стабилизации, которые имели длительную продолжительность.

Преимущественно, значение для второго параметра может быть оценено посредством вычисления среднего значения первого рабочего параметра двигателя в течение движущегося временного окна.

Также преимущественно, способ может дополнительно содержать инициирование таймера по обнаружению того, что двигатель перешел к скорости холостого хода, и уведомление о разрешении полностью отключать двигатель, когда время, которое прошло после инициирования таймера, превышает предварительно определенную пороговую продолжительность времени.

Типично, предварительно определенная пороговая продолжительность времени выбирается, чтобы быть отрезком времени, для которого известно по опыту, что он охватывает наихудшую возможную термическую ситуацию для двигателя. Например, эта пороговая продолжительность может быть равна 2 минутам. Таким образом, этот дополнительный этап делает возможным сокращать продолжительность стабилизации, если среднее значение рабочего параметра двигателя требует времени, чтобы снижаться ниже предварительно определенного порогового значения.

Первый параметр может быть выбран из следующих рабочих параметров двигателя: температура, измеренная в проточном канале для потока газа между двумя ступенями турбины; окружающая температура, измеренная на впуске двигателя; температура масла двигателя; температура топлива двигателя; и рабочая скорость двигателя.

Кроме того, уведомление, разрешающее полное отключение двигателя, может состоять в визуальном отображении, информирующем пилота об одном или более следующих элементах: разрешение отключать двигатель полностью; полное отключение двигателя без риска закоксовывания; отображение ранее оцененной продолжительности ожидания, необходимой перед разрешением полного отключения двигателя.

Переход двигателя к скорости холостого хода может быть обнаружен в результате активации пилотом летательного аппарата переключателя или в результате обнаружения рабочей скорости двигателя, которая соответствует скорости холостого хода, или связанного термического состояния.

В конкретном варианте осуществления различные этапы способа определяются посредством компьютерных программных инструкций.

Следовательно, изобретение также предоставляет компьютерную программу на носителе данных, программа подходит для выполнения в устройстве уведомления или, более обобщенно, в компьютере, программа включает в себя инструкции, приспособленные выполнять этапы способа, как описано выше.

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

Изобретение также предоставляет компьютерно-читаемый носитель данных, включающий в себя компьютерные программные инструкции, как упомянуто выше.

Носитель данных может быть любым объектом или устройством, способным хранить программу. В качестве примера, носитель может содержать средство хранения, такое как постоянное запоминающее устройство (ROM), например, ROM на компакт-дисках (CD) или ROM на микроэлектронной схеме, или фактически магнитное средство записи, например, гибкий диск или жесткий диск.

Кроме того, носитель данных может быть передаваемым носителем, таким как электрический или оптический сигнал, который может передаваться по электрическому или оптическому кабелю, посредством радио или другого средства. Программа изобретения может, в частности, будет загружена из сети типа Интернета.

Альтернативно, носитель данных может быть интегральной схемой, в которую встроена программа, схема адаптируется, чтобы исполнять или использоваться при исполнении рассматриваемого способа.

Изобретение также предоставляет газотурбинный двигатель летательного аппарата, включающий в себя устройство, которое определено выше.

Краткое описание чертежей

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения обнаруживаются из последующего описания, выполненного со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают реализацию, не имеющую ограничивающего характера. На чертежах:

Фиг. 1 - это блок-схема последовательности операций, показывающая основные этапы способа изобретения для определения продолжительности холостого хода стабилизации; и

Фиг. 2 - это график, показывающий реализацию способа изобретения.

Подробное описание изобретения

Фиг. 1 - это блок-схема последовательности операций, показывающая основные этапы способа изобретения для уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата.

Разрешение полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата, например, коммерческого турбореактивного самолета, имеет место после полета и последующих стадий приземления летательного аппарата и рулежки на земле. Целью такого разрешения полного отключения является обеспечение того, что двигатель работает в течение некоторой продолжительности времени на холостом ходу, прежде чем двигатель полностью отключается, для того, чтобы избегать какого-либо риска закоксовывания масла или топлива в горячих фрагментах двигателя, таких как, например, инжекторы для впрыска топлива в камеру сгорания.

Целью способа изобретения является определение продолжительности работы двигателя на холостом ходу, прежде чем он полностью отключается, причем эта продолжительность времени изменяется как функция некоторых рабочих параметров двигателя, характеризующих термическое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию.

Для этого, и как показано на фиг. 1, способ изобретения содержит первый этап E10, который состоит в обнаружении того, перешел ли двигатель к скорости холостого хода.

Этот переход к скорости холостого хода может быть обнаружен в результате активации пилотом летательного аппарата переключателя или в результате обнаружения скорости работы двигателя, которая соответствует скорости холостого хода, когда такое обнаружение может быть выполнено на основе одного из параметров, наблюдаемых посредством компьютера, таких как указание общего шага винта, скорость газогенератора, температура на выпуске турбины и т.д.

После того как было обнаружено, что двигатель работает на холостом ходу, способ изобретения выполняет приготовление во время этапа E20, чтобы использовать значение первого рабочего параметра двигателя, чтобы оценивать значение для второго параметра, который характеризует тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию.

Значение первого параметра может вычисляться постоянно или в результате события, указывающего, что двигатель переходит к отключению.

Первый рабочий параметр двигателя, используемый во время этого этапа E20 оценки, типично соответствует температуре, измеренной в двигателе поблизости от части, которая может быть подвергнута закоксовыванию.

В качестве примера, этот первый рабочий параметр может быть выбран из следующих параметров: температура, измеренная в проточном канале для потока газа между двумя ступенями турбины (называемая ниже T45); окружающая температура, измеренная на впуске двигателя; температура масла двигателя; температура топлива двигателя; рабочая скорость двигателя; и т.д.

Эти примеры имеют преимущество, являясь параметрами, которые уже наблюдаются во время полета летательного аппарата. Типично, измеренные значения для этих параметров предоставляются непрерывно в течение полета компьютеру регулирующего устройства двигателя для того, чтобы быть проанализированными в нем.

Из модели теплового поведения части, для которой первый параметр измеряется, значение затем оценивается для второго параметра, характеризующего тепловое поведение этой части.

Эта модель теплового поведения является функцией (также известной как интегральный оператор), который делает возможным на основе входного значения для рабочего параметра (такого как температура, измеренная в двигателе поблизости от части) моделировать тепловое поведение части.

В применяемой реализации изобретения, в которой первый рабочий параметр является температурой T45, измеренной в проточном канале для потока газа между двумя ступенями турбины двигателя, модель теплового поведения может быть вычислением среднего T45MG значений для температуры T45, которая измеряется в течение движущегося временного окна предварительно определенной продолжительности (например, порядка нескольких минут).

Этап E20 оценки может выполняться на протяжении всего полета, от запуска до полного отключения двигателя. Он может быть выполнен программным средством вычисления, внедренным в компьютер двигателя, таким образом, делая возможным непрерывное получение значения для второго параметра, характеризующего тепловое поведение части, которая может быть подвергнута закоксовыванию (в показанном примере: T45MG).

Параллельно с этим этапом E20 оценки способ может выполнять приготовление на этапе E20', чтобы инициировать таймер CM с момента, в который обнаруживается, что двигатель перешел к скорости холостого хода.

Последующий этап E30 состоит в сравнении значения второго параметра, который получен на этапе E20 (в этом примере среднее значение T45MG), с предварительно определенным пороговым значением (в этом примере T45thresh). Этот этап сравнения выполняется посредством вычислительного программного обеспечения, внедренного в компьютер двигателя.

Пороговое значение T45thresh соответствует значению второго параметра, для которого ранее было установлено, что закоксовывание части не будет иметь места.

Это пороговое значение T45thresh устанавливается заранее из таблицы с несколькими входами (например, с температурой и давлением на впуске двигателя, температурой масла, температурой топлива и т.д.) и как функция показателей двигателя во время, когда обнаруживается, что двигатель перешел к скорости холостого хода. Такая таблица типично подготавливается посредством использования результатов предыдущего опыта на основе данных, полученных в более ранних полетах для двигателей того же семейства, что и рассматриваемый двигатель.

В конце этого этапа E30 сравнения, если устанавливается во время этапа E40, что значение второго параметра T45MG меньше предварительно определенного порогового значения T45thresh, компьютер двигателя уведомляет пилота о разрешении полностью отключать двигатель (этап E50).

Напротив, если значение второго параметра T45MG выше предварительно определенного порогового значения T45thresh, тогда этапы E30 и E40 повторяются. Другими словами, если значение второго параметра T45MG выше предварительно определенного порогового значения T45thresh, компьютер двигателя выполняет новое сравнение между средним значением T45MG, которое вычислено из новых значений температуры T45, измеренной в течение движущегося временного окна, и предварительно определенным пороговым значением (T45thresh), причем это значение может возможно изменяться как функция времени.

Этот процесс оценки среднего значения T45MG и сравнения его с предварительно определенным пороговым значением T45thresh повторяется до тех пор, пока значение среднего T45MG не станет ниже предварительно определенного порогового значения T45thresh, после чего компьютер уведомляет пилота о разрешении отключать двигатель полностью.

Кроме того, когда таймер CM запускается во время этапа E20', способ делает приготовление во время этапа E40, чтобы проверять, превышает ли время, которое прошло, после того как таймер был запущен, предварительно определенную пороговую продолжительность времени (типично порядка 2 минут), после чего, компьютер двигателя уведомляет пилота о разрешении отключать двигатель полностью (этап E50). В отличие от этого, если прошедшее время короче предварительно определенной продолжительности времени, тогда этапы E20-E40 повторяются, как описано выше.

Этап E50 уведомления пилота о разрешении отключать двигатель полностью может принимать различные формы. В частности, он может состоять в визуальном отображении, информирующем пилота об одном или более следующих элементах: разрешение отключать двигатель полностью; полное отключение двигателя возможно без риска закоксовывания (риск упоминается, поскольку стабилизация перед отключением не является достаточной); отображение ранее оцененного времени ожидания, необходимого перед разрешением полностью отключать двигатель.

Со ссылкой на фиг. 2 следует описание реализации вышеописанных этапов E20 и E30 способа.

В этом примере первый рабочий параметр двигателя является температурой T45, измеренной в проточном канале для потока газа между двумя ступенями турбины двигателя, а второй параметр, характеризующий тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию, является средним значением T45MG для значений температуры T45, которая измерена в движущемся временном окне предварительно определенной продолжительности.

Фиг. 2 наносит на график температурные кривые как функцию времени. В этом примере может быть видно, что кривая для измеренной температуры T45 нанесена как непрерывная линия. На основе этой температуры T45 компьютер двигателя вычисляет среднее значение T45MG температуры в течение движущегося окна, соответствующего в этом примере пяти самым последним полученным показателям температуры. Кривая для этого среднего значения T45MG также наносится на фиг. 2 (это среднее значение T45MG вычисляется непрерывно от запуска до отключения двигателя).

Среднее значение T45MG затем сравнивается с пороговой температурой T45thresh, которая в этом примере является постоянной в течение всей продолжительности стадии отключения двигателя и равна приблизительно 940°C. Как только среднее значение T45MG становится ниже этой пороговой температуры T45thresh, в этом примере во время t_stop, равное приблизительно 4300 секунд, компьютер двигателя отправляет уведомление пилоту, разрешающее полное отключение двигателя. Таким образом, продолжительность стабилизации двигателя перед отключением двигателя, задается как t_stop-t₀, что равно приблизительно 25 секундам, t₀ соответствует моменту времени, когда переход двигателя к скорости холостого хода обнаружен.

1. Способ уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата, способ применяется после обнаружения (E10), что двигатель перешел к скорости холостого хода, и содержит:

a) этап (E20) оценки, на котором используют значение первого рабочего параметра двигателя (T45), чтобы оценивать значение для второго параметра (T45MG), характеризующего тепловое поведение части двигателя, которая может быть подвергнута закоксовыванию, эта оценка выполняется посредством модели теплового поведения для упомянутой части;

b) этап (E30) сравнения, на котором сравнивают значение второго параметра (T45MG) с предварительно заданным пороговым значением (T45thresh), соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части; и

c) этап (E50) уведомления, на котором уведомляют о разрешении полностью отключать двигатель, если значение второго параметра (T45MG) ниже значения предварительно заданного порогового значения (T45trhesh);

иначе повторяют этапы a)-c).

2. Способ по п. 1, в котором значение второго параметра оценивается посредством вычисления среднего значения первого рабочего параметра двигателя в течение движущегося временного окна.

3. Способ по п. 1, дополнительно содержащий этап, на котором:

запускают (E20') таймер (CM) по обнаружению, что двигатель перешел к скорости холостого хода; и

уведомляют (E50) о разрешении полностью отключать двигатель, когда время, которое прошло после запуска таймера, превышает предварительно заданную пороговую продолжительность.

4. Способ по п. 1 или 2, в котором первый параметр выбирается из следующих рабочих параметров двигателя: температура, измеренная в проточном канале для потока газа между двумя ступенями турбины; окружающая температура, измеренная на впуске двигателя; температура масла двигателя; температура топлива двигателя и рабочая скорость двигателя.

5. Способ по п. 1 или 2, в котором уведомление о разрешении полного отключения двигателя состоит в визуальном отображении, информирующем пилота об одном или более из следующих элементов: разрешение отключать двигатель полностью; полное отключение двигателя без риска закоксовывания; отображение ранее оцененной продолжительности ожидания, необходимой перед разрешением полного отключения двигателя.

6. Способ по п. 1 или 2, в котором переход двигателя к скорости холостого хода обнаруживается в результате активации пилотом летательного аппарата переключателя или в результате обнаружения рабочей скорости двигателя, которая соответствует скорости холостого хода.

7. Компьютерно-читаемый носитель данных, хранящий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для исполнения этапов способа уведомления о разрешении полностью отключить газотурбинный двигатель летательного аппарата, способ применяется после обнаружения (E10), что двигатель перешел к скорости холостого хода, и содержит:

иначе повторяют этапы a)-c).

8. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, включающий в себя устройство для уведомления о разрешении полностью отключать газотурбинный двигатель летательного аппарата, устройство содержит:

средство сравнения для сравнения значения второго параметра с предварительно заданным пороговым значением, соответствующим значению второго параметра, которое не ведет к закоксовыванию упомянутой части; и

средство уведомления для уведомления о разрешении полностью отключать двигатель.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами. Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора включает управление частотой вращения роторов низкого и высокого давления путем изменения расхода топлива в основную камеру сгорания, регулирование положения направляющих аппаратов по сигналу от датчика положения направляющих аппаратов соответствующего ротора.

Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем // 2692189

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается регулирования в полете турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков. Способ характеризуется тем, что на стационарных и переходных режимах работы двигателя измеряют внешние рабочие параметры, по которым вычисляют недоступные для измерения внутренние параметры рабочего процесса двигателя и определяют в качестве эксплуатационных характеристик двигателя его реальные значения тяги и величины запаса газодинамической устойчивости вентилятора.

Система управления турбокомпрессорной установкой // 2691273

Изобретение относится к системам управления работой турбокомпрессорной установки и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных двигателей (ГТД) для стационарных станций.

Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета // 2686531

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности.

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя // 2678237

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации.

Способ определения угла перекоса и максимальной осевой нагрузки на опору подшипника // 2669227

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам определения угла перекоса опоры, максимальной осевой нагрузки, действующей на нее, и неравномерности этой нагрузки, и может найти применение при сборке, или испытаниях, или эксплуатации опор с подшипниками различных изделий.

Способ управления газотурбинным узлом при низкой скорости вращения // 2668299

Способ относится к управлению газотурбинным узлом во время запуска или остановки. Способ содержит контроль скорости вращения выходного вала и одновременно с этим управление скоростью вращения входного вала после того, как контролируемая скорость вращения выходного вала станет выше нуля или ниже заданной предельной скорости медленного вращения в течение заданного допустимого интервала времени.

Способ контроля системы управления газотурбинным двигателем // 2661802

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД).

Газовая турбина с двумя валами и способ управления степенью открытия входной направляющей лопатки газовой турбины // 2661434

Изобретение относится к газовой турбине с двумя валами и способу управления входной направляющей лопаткой газовой турбины. Техническим результатом изобретения является подавление снижения производительности компрессора во время работы при низких температурах даже в газовой турбине с двумя валами, состоящей из газогенератора и турбины низкого давления.

Способ контроля степени коксования на уровне прокладок при помощи вала газогенератора // 2660739

Объектом изобретения является способ контроля степени коксования на уровне динамических прокладок газотурбинного двигателя. Cпособ содержит этапы, на которых: во время фазы авторотации газотурбинного двигателя измеряют скорость вращения вала газогенератора и на основании изменения во времени измеряемой скорости вращения определяют cтепень коксования на уровне динамических прокладок.

Испытательный кожух двигателя для газотурбинного двигателя на испытательном стенде и способ испытания газотурбинного двигателя // 2700216

Кожух испытываемого двигателя для газотурбинного двигателя, предназначенный для замены летного кожуха газотурбинного двигателя во время испытания газотурбинного двигателя на испытательном стенде, содержит стенку, силиконовый слой, а также круглый или дугообразный фланец на каждом верхнем по потоку и нижнем по потоку конце стенки.

Корпус вентилятора авиационного двигателя // 2698581

Изобретение относится к корпусу (1) вентилятора для авиационного двигателя (2), в зоне вентилятора (3) с несколькими в основном цилиндрически расположенными и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем (4) и наружным слоем (5) расположен усиливающий слой (6) из усиленного стекловолокном синтетического материала.

Обшивка для авиационного двигателя и способ изготовления такой обшивки // 2694734

Обшивка авиационного двигателя содержит несколько отвержденных слоёв препрега с различной ориентацией волокон, состоящих из нескольких сегментов с шириной, которая соответствует длине обшивки.

Способ и система для контроля подсинхронных крутильных колебаний валопровода паровой турбины // 2691331

Способ контроля подсинхронных крутильных колебаний валопровода паровой турбины, содержащий этапы: измерения (112) скорости вращения упомянутого валопровода в течение периода времени и генерации сигнала, указывающего на упомянутую скорость вращения в течение упомянутого периода времени, исходя из измеренной скорости вращения; осуществления (122) анализа спектра упомянутого сигнала, чтобы определить для по меньшей мере одной данной частоты амплитуду изменения упомянутой скорости вращения на упомянутой данной частоте; сравнения (124) упомянутой амплитуды с по меньшей мере одним заранее заданным пороговым значением амплитуды для упомянутой частоты; генерации (126) сигнала тревоги, если упомянутая амплитуда превышает по меньшей мере одно заранее заданное пороговое значение амплитуды.

Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора // 2681392

Изобретение относится к турбомашине, включающей в себя вал (12) вентилятора, приводимый в движение валом (16) турбины посредством устройства (20), предназначенного для уменьшения частоты вращения, и отличающейся тем, что она включает в себя разъединяющее средство (28), расположенное между редукторным устройством (20) и валом (16) турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства (20) от вала (16) турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства (20) на вал (16) турбины.

Способ обнаружения попадания несжимаемых объектов в проточную часть турбокомпрессора и система для его реализации // 2680770

Изобретения относятся к области компрессоростроения, в частности к системам защиты турбокомпрессоров, и могут быть использованы в различных отраслях промышленности и позволяют повысить надежность распознавания попадания несжимаемых объектов в проточную часть турбокомпрессора при одновременном упрощении способа и системы обнаружения попадания данных объектов.

Картер газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, крышка картера и способ эндоскопии и/или дефектоскопии // 2675425

Картер газотурбинного двигателя содержит эндоскопическое отверстие и приспособление, установленное и закрепленное на картере, средства крепления приспособления на картере, а также заглушку и крышку.

Двухконтурный газотурбинный двигатель с устройством разъединения // 2672812

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, установленный с возможностью вращения на валу (1) вентилятора, и неподвижный конструктивный элемент (2), при этом упомянутый вал (1) вентилятора и упомянутый конструктивный элемент (2) соединены между собой на уровне входного опорного подшипника (5) и выходного опорного подшипника (7) соответственно через опору (4) входного подшипника и опору (6) выходного подшипника, и устройство (3) разъединения, окружающее упомянутый вал (1) вентилятора и содержащее набор крепежных винтов (10), соединяющих опору (6) выходного подшипника с упомянутым конструктивным элементом (2) неподвижным соединением, и набор предохранительных винтов (20), соединяющих опору (4) входного подшипника с упомянутой опорой (6) выходного подшипника разрывным соединением.

Узел турбомашины для измерения вибраций, действующих на лопатку во время вращения // 2671924

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к устройству контроля вибраций узла турбомашины. Машина содержит корпус и подвижное рабочее колесо, вращающееся в корпусе.

Устройство для центровки и направления во вращении вала газотурбинного двигателя, содержащее усовершенствованные средства удержания наружного кольца опорного подшипника // 2664726

Устройство центровки и направления во вращении вала газотурбинного двигателя включает опорный подшипник качения, содержащий наружное кольцо, опору подшипника, окружающую наружное кольцо, обойму, установленную между наружным кольцом и опорой подшипника, средства соединения наружного кольца с опорой подшипника и средства удержания наружного кольца в осевом направлении.