Управление газотурбинными установками, управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках: ..аварийная система управления топливоподачей – F02C 9/46

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно с помощью автономного блока защиты двигателя (БЗД) ГТУ измеряют частоту вращения силовой турбины ГТУ, обеспечивающей привод судового винта, сравнивают измеренное значение с наперед заданным предельным, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТУ и уточняемым в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, при увеличении частоты вращения силовой турбины выше наперед заданного предельного на наперед заданное время с помощью БЗД и стоп-крана прекращают подачу топлива в КС ГТУ, формируют сигнал «Защита по раскрутке силовой турбины» и передают его в систему управления судном. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного ГТД и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в ГТД, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора ГТД на самолетные нужды, в случае если частота вращения компрессора ГТД растет и становится больше наперед заданного значения, уменьшают расход топлива в КС ГТД с помощью резервного устройства дозирования до тех пор, пока частота вращения компрессора ГТД не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу ГТД требуемого уровня. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от неконтролируемого роста тяги на критичных режимах полета самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в зависимости от положения РУД, закрылков и стояночного тормоза самолета, частоты вращения турбокомпрессора двигателя формируют сигнал «Блокировка взлетного режима» (БВР), по положению РУД формируют минимально допустимое значение частоты вращения турбокомпрессора, сравнивают минимально допустимое значение частоты вращения и измеренное, полученное рассогласование используют в качестве ошибки регулирования для управления расходом топлива в КС до момента снятия сигнала БВР. Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от потери тяги на режиме взлета. 1 ил.

Устройство предназначено для управления положением исполнительного механизма в авиационном двигателе с помощью электрически управляемого сервоклапана. Исполнительный механизм (50) содержит ползун (52), несущий, по меньшей мере, две ступени (54, 56) и предназначенный для скольжения в цилиндре, и две камеры (62, 64) управления, соединенные с соответствующими рабочими отверстиями (85, 86) электрически управляемого гидравлического распределителя (20) сервоклапана. Камеры (62, 64) управления расположены каждая на одной стороне соответствующей ступени, и промежуточная камера, соединенная с высоким или низким давлением, расположена между другими сторонами ступеней. В случае отказа электрического управления ползун распределителя (20) переводится в защитное положение, в котором в камерах (62, 64) управления исполнительного механизма устанавливается одинаковое низкое или высокое давление, противоположное давлению, создаваемому в промежуточной камере (66), так что на каждую ступень (54, 56) ползуна исполнительного механизма воздействует высокое давление на одной стороне и низкое давление на другой стороне. Герметизация между каждой ступенью (54, 56) ползуна исполнительного механизма и цилиндром (60) исполнительного механизма обеспечивается динамическим уплотнением (70), создающим силу трения между ступенью и цилиндром в зависимости от разницы давлений, действующих на две стороны ступени, так что в случае отказа электрического управления ползунковый клапан исполнительного механизма останавливается в своем положении на момент отказа («замораживание отказа»). Исполнительный механизм (50) может быть блоком измерения топлива авиационного двигателя. Технический результат - повышение надежности. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинных двигателей заключается в том, что измеряются основные параметры, характеризующие работу двигателя, и формируется признак погасания, определяют производные по времени частоты вращения ротора, давления за компрессором, температуры продуктов сгорания, полученные величины сравнивают с уставками и при превышении производными этих уставок формируют признак погасания камеры сгорания, при этом величины уставок определяют по переходным процессам параметров двигателя в момент погасания камеры сгорания. Данный способ обеспечивает повышение надежности функционирования газотурбинного двигателя путем диагностики его текущего состояния и прекращения подачи топлива в камеру сгорания при ее погасании. 2 ил.

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала. Этот способ отличается тем, что он состоит в измерении температуры в некоторой точке на поверхности статора, располагающейся по потоку позади ротора, в передаче сигнала этого измерения в средства управления торможением ротора, причем это средство управления выполнено таким образом, чтобы включать торможение ротора в том случае, когда упомянутая температура достигает некоторого предварительно определенного порогового значения. Изобретение относится также к устройству, предназначенному для реализации этого способа. Технический результат - обеспечение простоты и эффективности данных способа и устройства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Управление подачей топлива в двигатель вплоть до ее полного прекращения формируют по признаку относительных перемещений роторов двигателя и его статора за счет свойств магнитно-индукционных датчиков частоты вращения роторов двигателя отражать относительные динамические перемещения статора и роторов двигателя, в том числе трансмиссии силовой турбины как результат колебательных процессов при его работе, причем момент нарушения целостности указанной трансмиссии диагностируют одновременно датчиками частоты вращения разноименных роторов двигателя и формируют уменьшение подачи топлива вплоть до полного ее прекращения. Момент нарушения целостности трансмиссии силовой турбины диагностируют, дополнительно используя датчики давления в системе измерения крутящего момента роторов как датчики систем контроля технического состояния. Технический результат - заявляемый способ обеспечивает на рабочих режимах газотурбинного двигателя надежность и быстроту обнаружения по времени и месту рассоединение вала трансмиссии. Заявляемый способ позволяет упростить систему защиты двигателя за счет исключения дополнительных индукторов и датчиков частоты вращения в области силовой (свободной) турбины за счет использования сигналов стандартно комплектуемых датчиков. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что на режиме запуска двигателя через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в двигатель на время 0,3...0,5 секунд. Положительный эффект изобретения - обеспечение нормальной выработки ресурса газогенератора, повышение надежности работы двигателя и безопасности летательного аппарата за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от перегрева. 1 ил.

Изобретение относится к системам управления газотурбинных установок, а именно к системам защиты газотурбинных установок для механического привода и привода электрогенератора от опасных забросов частоты вращения (раскрутки) свободной силовой турбины. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности, ресурса и эксплуатационной безопасности газотурбинной установки. Сущность изобретения заключается в том, что в способе защиты газотурбинной установки от раскрутки силовой турбины при внезапном сбросе нагрузки, включающем измерение частоты вращения силовой турбины n_ст, определение ее первой производной по времени и приведенной по температуре воздуха на входе установки Т_вх частоты вращения газогенератора n _ггпр, формирование предельных значений n _ггпр ^пред, n_ст ^пред, и сравнение их с n_ггпр, n _ст, соответственно, согласно изобретению при n _ггпр>n_ггпр ^пред , n_ст>n_ст ^пред и осуществляют перепуск газа за турбиной газогенератора в атмосферу. При выполнении условия n_ггпр >n_ггпр ^пред, n _ст>n_ст ^пред и осуществляют перепуск газа за турбиной газогенератора в атмосферу, минуя силовую турбину с помощью клапанов перепуска газов. Тем самым обеспечивается уменьшение подвода энергии к силовой турбине и парирование «заброса» n_ст . Кроме того, величину n _ст ^пред определяют по формуле n _ст ^пред=n_ст ^уст+ , где n_ст ^уст - уставочное значение частоты вращения силовой турбины, а (5-7) n_ст, где n_ст - статическая погрешность регулирования частоты вращения силовой турбины газотурбинной установки. Величина n_ст ^пред получена опытным путем при переключениях сравнимых с мощностью ГТУ нагрузок в электрических сетях при работе в параллель с сетью «бесконечной» мощности. Уставочное значение частоты вращения силовой турбины ГТУ n_ст ^уст необходимо поддерживать для обеспечения требуемой мощности. Константа , обеспечивающая требуемый запас на исключение ложного срабатывания, должна не менее чем в 5...7 раз превышать статическую погрешность регулирования частоты вращения силовой турбины ГТУ n_ст ( n_ст), и составлять 60...100 об/мин. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Предохранительное устройство предназначено для промывочной системы для горелок на жидком топливе в газовых турбинах, снабженных отдельными инжекторами для сжигания жидкого топлива или газообразного топлива. Промывочная система используется, когда используется газообразное топливо, и содержит питающую трубу для промывочного газа, коллектор, который распределяет жидкое топливо в горелки, и сливную трубу для слива осажденной жидкости. В питающую трубу встроен закрытый резервуар, в котором выполнены отверстия для впускной трубы, для выпускной трубы для промывочного газа, для сливной трубы и для по меньшей мере, двух датчиков уровня жидкости. Такое выполнение устройства позволит повысить его надежность, упростить его и понизить его стоимость. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. Техническая задача заключается в повышении безопасности полета путем исключения превышения термогазодинамических параметров двигателя над прочностными характеристиками двигателя за счет оперативного выявления самопроизвольного увеличения расхода топлива в камеру сгорания двигателя. Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях, включающий измерение давления воздуха за компрессором P_k , определение скорости изменения давления воздуха за компрессором , сравнение величины с его пороговым значением , формирование сигнала "помпаж" при , а также измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, сравнение частоты вращения ротора высокого давления с пороговым значением n_вд ^порог и формирование сигнала "высокие обороты" при n_вд>n _вд ^порог, дополнительно включает осуществление измерения расхода топлива g_t в камеру сгорания двигателя, сравнение величины G _T с заданным (модельным) значением расхода топлива G _T ^мод, и формирование сигнала "заброс топлива" при g_t>g _t ^мод, а в случае поступления одного из сигналов "помпаж" или "высокие обороты" и одновременном поступлении сигнала "заброс топлива", формируют сигнал на отключение подачи топлива в камеру сгорания. 1 ил.