Система подачи топлива в газотурбинный двигатель с реверсивным устройством

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления газотурбинными двигателями с реверсивными устройствами. Целью изобретения является повышение быстродействия системы путем автоматизации перестройки упора максимального режима работы двигателя на режимах прямой и обратной тяг. Система содержит рычаг 1 управления двигателем, связанный с задатчиком режима. Положение задатчика режима ограничивается упором 7 максимального режима. Упор 7 может занимать две позиции, соответствующие режимам "Прямая тяга" и "Обратная тяга". Этим режимам соответствуют профили Б и А кулачка 9, связанного с реверсивным устройством. При переводе рычага 1 на увеличение режима следящая втулка 2 перемещается вниз, перекрывая канал 3. Давление в полости 4 возрастает и сервомотор 5 двигается вниз, перезатягивая пружину топливного регулятора 6. Это движение ограничивается упором 7, положение которого зависит от режима работы двигателя ("Прямая тяга", "Обратная тяга"). Таким образом происходит автоматическая (без участия летчика) перестройка максимальных параметров двигателя на режимах прямой и обратной тяг. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления газотурбинными двигателями с реверсивными устройствами. Целью изобретения является повышение быстродействия системы путем автоматизации перестройки упора максимального режима работы двигателя на режимах прямой и обратной тяг. На фиг. 1 представлена схема описываемой системы; на фиг.2 зависимость тяги R двигателя от положения руд рычага его управления. Система содержит рычаг 1 управления двигателем, взаимодействующий со следящей втулкой 2 задатчика режима, обеспечивающей связь канала 3 и управляющей полости 4 сервомотора 5 задатчика режима со сливом. Сервомотор 5 соединен пружиной с топливным регулятором 6, к которому снизу подведено давление Р, являющееся функцией f от частоты n вращения, давления Р2 за компрессором и др. Упор 7 максимального режима работы двигателя выполнен в виде двуплечего рычага, одно плечо которого упирается в бурт 8 задатчика режима и ограничивает его ход, а другое связано с кулачком 9, профиль А которого соответствует режиму "Обратная тяга", а профиль Б "Прямая тяга". Кулачок 9 рычагами 10 и 11 соединен с реверсивным устройством (на чертежах не показано). В полости сервомотора 5 подведены давления от клапана постоянного давления, причем в полость 4 через жиклер 12. Работает система следующим образом. При переводе рычага 1 на увеличение режима следящая втулка 2 перемещается вниз, перекрывая канал 3. Давление в полости 4 возрастает и сервомотор 5 за счет разности его площадей двигается вниз, перезатягивая пружину топливного регулятора 6, дозирующего топливо в зависимости от давления Р=f(n, P2 и др.). Бурт 8 задатчика режима, перемещаясь вниз, доходит до упора 7 максимального режима работы двигателя, который упирается в кулачок 9. В зоне В (фиг.2) при перемещении рычага 1 управления двигателем из зоны Г в зону Д происходит перекладка реверсивного устройства из положения "Прямая тяга" в положение "Обратная тяга" и наоборот. Одновременно происходит поворот кулачка 9, определяющего положение упора 7 максимального режима работы двигателя. Если реверсивное устройство находится в позиции "Прямая тяга", то положение упора 7 определяется профилем Б кулачка 9. Если реверсивное устройство находится в позиции "Обратная тяга", то положение упора 7 определяется профилем А кулачка 9. Таким образом происходит автоматическая, без участия летчика, перестройка максимальных параметров двигателя на режимах прямой и обратной тяг.

Формула изобретения

Система подачи топлива в газотурбинный двигатель с реверсивным устройством, содержащая рычаг управления двигателем, связанный с задатчиком режима, упор максимального режима работы двигателя, установленный с возможностью ограничения хода задатчика режима, и топливный регулятор, отличающаяся тем, что, с целью повышения быстродействия системы путем автоматизации перестройки упора максимального режима работы двигателя на режимах прямой и обратной тяг, упор максимального режима работы двигателя соединен с реверсивным устройством.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

MM4A - Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 13.06.2007

Извещение опубликовано: 27.01.2009        БИ: 03/2009




 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления турбореактивными двигателями с реверсом тяги

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления запуском двигателей

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками

Изобретение относится к электродистанционным автоматическим системам запуска двигателей летательного аппарата

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к информационно-измерительной технике и может найти применение в составе бортовых систем управления общесамолетным или вертолетным оборудованием. Технический результат заключается в обеспечении встроенного контроля входящих в предлагаемое устройство элементов, что ведет к сокращению времени на техническое обслуживание. Устройство содержит входную цепь формирования сигнала, включающую датчик тока и дифференциальный усилитель, аналого-цифровой преобразователь, источник питания датчиков, n-входных цепей формирования сигналов, блок формирования контрольного сигнала, коммутатор, блок нормализации сигнала, причем каждая из n-входных цепей формирования сигналов включает в себя датчик тока, связанный с дифференциальным усилителем, входы n-входных цепей формирования сигналов подключены к выходу блока формирования контрольного сигнала, а выходы соединены с входами коммутатора, подключенного к входу блока нормализации сигнала, соединенного с входом аналого-цифрового преобразователя, причем коммутатор имеет вход для приема первого контрольного напряжения и вход управления, являющийся первым входом управления устройства, блок формирования контрольного сигнала имеет вход для приема второго контрольного напряжения и вход управления, который соединен с входом управления источника питания датчиков, являющимся вторым входом управления устройства. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления газотурбинными двигателями с реверсивными устройствами

Наверх