Способ мониторинга цикла запуска двигателя газотурбинной установки

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя. Технический результат изобретения – повышение надежности определения неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к общей области газотурбинных установок, в частности авиационных турбореактивных и турбовинтовых двигателей, а также промышленных газовых турбин.

В частности, изобретение относится к мониторингу неисправностей системы, которые могут повлиять на нормальный ход цикла запуска двигателя газотурбинной установки.

Уровень техники

Неправильный цикл запуска двигателя газотурбинной установки может выражаться, в частности, в плохом воспламенении топливно-воздушной смеси в двигателе. Отсутствие воспламенения может иметь разные причины, в том числе недостаточность и даже отсутствие топлива по причине неисправности топливного насоса, дозатора или форсунок, или недостаточность и даже отсутствие энергии в результате неисправности свечи зажигания или системы искрообразования.

Как правило, неисправность системы двигателя, которая участвует в цикле запуска двигателя, отслеживают через продолжительность воспламенения топливно-воздушной смеси, которую определяют как время между впрыском топлива в камеру сгорания двигателя и обнаружением воспламенения этой смеси.

Таким образом, для данного двигателя продолжительность воспламенения используют как показатель неисправности системы, применяемой в запуске двигателя газотурбинной установки. Следовательно, этот показатель отслеживают в течение времени посредством измерения при каждом запуске двигателя, и в случае подтвержденного отклонения измеренной продолжительности воспламенения по отношению к контрольному времени включают тревожный сигнал. В этом случае можно упредить возможные отказы двигателя и проверить систему, чтобы ограничить возможные расходы, связанные с отсутствием запуска двигателя.

Например, в документах FR 2 942 001 и US 2001/026030 описан способ мониторинга состояния устройств, участвующих в запуске двигателя, согласно которому, кроме всего прочего, определяют продолжительность воспламенения в двигателе и полученное значение сравнивают с расчетной контрольной продолжительностью воспламенения в контрольном двигателе, чтобы на основании этого сделать вывод о возможной аномалии устройства двигателя.

Однако использование продолжительности воспламенения в качестве показателя является ограниченным, так как ее измерение характеризуется слишком большим разбросом, чтобы его можно было использовать, учитывая, что она может меняться в зависимости от условий запуска двигателя, хотя при этом система не претерпевает никаких изменений. График на фиг. 1A, который показывает изменение продолжительности запуска в ходе пятисот последовательных запусков для данного исправного двигателя, иллюстрирует этот разброс, тогда как график на фиг. 1B, который показывает сглаженное изменение этого показателя на пяти последовательных запусках, иллюстрирует шум, возникающий в результате этого разброса. Этот шум является слишком сильным, чтобы можно было надежно обнаруживать неисправности системы запуска двигателя. Действительно, стандартное отклонение составляет около 1.2, поэтому обнаруживать можно только серьезные неисправности.

В документе ЕР 2 256 319 описан способ отслеживания характеристик двигателя, во время которого измеряют различные параметры, затем сравнивают их с предварительно зарегистрированными значениями, чтобы идентифицировать возможные аномалии.

Как правило, известные способы мониторинга предусматривают отслеживание большого числа параметров, чтобы можно было легче идентифицировать устройство, являющееся причиной аномалии. Однако, как правило, эти способы являются сложными в осуществлении и требуют наличия многочисленных датчиков. Кроме того, они не позволяют в достаточной степени учитывать окружающую среду двигателя, которая может влиять на значение отслеживаемых параметров, хотя устройства двигателя, участвующие в его запуске, не имеют неисправностей.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения состоит в разработке способа мониторинга цикла запуска двигателя газотурбинной установки, позволяющего надежно определять неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки, чтобы улучшить прогнозирование неисправностей, и который является быстрым, простым и недорогим в применении.

В связи с этим объектом изобретения является способ мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащий следующие этапы:

(i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска,

(ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с расчетной контрольной продолжительностью воспламенения в контрольном двигателе при этом параметре запуска,

(iii) определяют показатель запуска двигателя,

(iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и

(v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя.

Способ мониторинга имеет также некоторые следующие предпочтительные, но неограничивающие отличительные признаки:

- параметр запуска включает в себя по меньшей мере один из следующих параметров:

- термическое состояние двигателя во время цикла запуска,

- запуск на земле или запуск в полете,

- высота полета, на которой запускают двигатель,

- окружающее давление,

- режим вращения двигателя, соответствующий впрыску топлива в камеру сгорания двигателя,

- расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания в момент зажигания,

- характеристики воздуха на входе камеры сгорания двигателя,

- значения продолжительности воспламенения определяют на основании числа разрядов свечи зажигания двигателя, необходимого для запуска двигателя,

- в ходе этапа сравнения определяют разность между числом разрядов свечи зажигания двигателя, необходимым для запуска двигателя, с расчетным числом разрядов свечи зажигания двигателя для запуска контрольного двигателя,

- тревожный сигнал о неисправности генерируют, когда показатель превышает или равен определенному порогу,

- двигатель содержит две свечи зажигания, и показатель определяют отдельно для каждой свечи зажигания, и

- способ дополнительно содержит этап, в ходе которого для данного контрольного двигателя и для совокупности значений параметра запуска определяют контрольную совокупность значений продолжительности воспламенения.

Объектами изобретения являются также компьютерный программный продукт, содержащий командные коды для исполнения такого способа мониторинга, средство хранения информации, считываемое компьютерным устройством, на котором записан такой компьютерный программный продукт, содержащий командные коды для исполнения способа мониторинга, а также соответствующая система мониторинга.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1A показан график для данного примера двигателя, показывающий значения продолжительности воспламенения (в секундах) в зависимости от числа запусков;

на фиг. 1B представлено сглаженное изменение продолжительности воспламенения (в секундах), усредненное на пяти последовательных запусках, в зависимости от числа запусков;

на фиг. 2 показан график, на котором значения продолжительности воспламенения из графика на фиг. 1 преобразованы в число необходимых разрядов свечи зажигания в зависимости от числа запусков;

на фиг. 3 - график для данного примера контрольного двигателя, показывающий число разрядов свечи зажигания, необходимых для запуска контрольного двигателя, в зависимости от примера параметра запуска, в данном случае от термического состояния контрольного двигателя (температура выхлопа EGT в °С);

на фиг. 4 представлены различные этапы примера осуществления способа мониторинга в соответствии с изобретением.

Осуществление изобретения

Целью изобретения является мониторинг цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки с определением контекста запуска двигателя, чтобы в этом контексте можно было измерить и сравнить продолжительность воспламенения в двигателе с контрольной продолжительностью воспламенения.

Продолжительность воспламенения в двигателе газотурбинной установки во время цикла запуска зависит, в частности, от трех данных.

Первая данная относится к качеству воздушного потока на выходе компрессора высокого давления двигателя. Если этот поток является слишком большим (например, вследствие запаздывания разряда свечи зажигания во время цикла запуска) или имеет плохое качество (по причине радиального или азимутального искажения профилей скорости потока), питание воздухом камеры сгорания двигателя может ухудшиться, что может повлиять на запуск двигателя.

Вторая данная относится к качеству топлива и к его впрыску форсунками в камеру сгорания. Действительно, как и в случае питания камеры сгорания воздухом, ухудшение состояния форсунки (коксование топлива, застаивающегося в форсунке, или отклонение характеристики расход/давление) может сказаться на потоке топлива и привести к образованию зон нестабильности вокруг камеры сгорания.

Третья данная касается качества энергии, необходимой для воспламенения воздушно-топливной смеси. Действительно, необходимо, чтобы система зажигания, включающая в себя корпус, провода и свечи, отличалась хорошим качеством и выдавала необходимое количество энергии, учитывая при этом, что часть энергии обеспечивается также двигателем, который не является адиабатическим.

Отсюда можно сделать вывод, что качество и, следовательно, продолжительность воспламенения в основном зависит от состояния различных систем, участвующих в запуске двигателя, а также от контекста запуска двигателя газотурбинной установки.

Способ мониторинга 1 предполагает устранение всего или части влияния контекста запуска двигателя 10, чтобы можно было идентифицировать возможную деградацию этих систем.

Контекст запуска двигателя включает в себя совокупность параметров запуска, которая может оказывать влияние на продолжительность воспламенения в двигателе. Эти параметры могут меняться и, в частности, включают в себя:

- термическое состояние двигателя при запуске,

- осуществление запуска на земле или в полете,

- высота полета, на которой запускают двигатель,

- окружающее давление,

- режим вращения двигателя, соответствующий впрыску топлива в камеру сгорания,

- расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания в момент зажигания,

- характеристики воздуха на входе камеры сгорания.

Заявитель установил, что термическое состояние двигателя является одним из параметров запуска, имеющим наибольшее влияние на продолжительность воспламенения в двигателе газотурбинной установки. Вместе с тем, для мониторинга запуска двигателя газотурбинной установки можно использовать и другие параметры запуска, отдельно или в комбинации.

В дальнейшем пример осуществления способа мониторинга 1 в соответствии с изобретением будет описан с использованием термического состояния двигателя в момент запуска двигателя в качестве параметра запуска.

Термическое состояние двигателя в момент запуска двигателя можно, в частности, оценить посредством измерения температуры выхлопных газов EGT двигателя на уровне его данной секции, например, при помощи термопары. Например, речь может идти о термопарах Е49.5, которые обычно используют в направляющих сопловых аппаратах турбины низкого давления двигателя газотурбинной установки на выходе камеры сгорания. В частности, для более подробной информации относительно определения термического состояния двигателя при помощи температуры выхлопных газов EGT можно обратиться к патентной заявке FR 2 971 543, поданной на имя заявителя.

В варианте, термическое состояние двигателя можно также оценить, определяя время, истекшее с момента последней остановки двигателя, или температуру картера (Tease).

В ходе способа мониторинга 1 запуска двигателя определяют 20 термическое состояние двигателя, затем оценивают 30 продолжительность воспламенения в двигателе при этом термическом состоянии (или наоборот). Полученную таким образом продолжительность можно затем сравнить с контрольной продолжительностью воспламенения, предварительно определенную для контрольного двигателя, предпочтительно такого же типа, что и двигатель газотурбинной установки, и для идентичного или подобного термического состояния. Таким образом, сравнивают не просто измеренное значение продолжительности воспламенения с порогом, записанным в системе, а со значением, которое должна была бы иметь продолжительность воспламенения, если бы двигатель был исправным, в идентичных или подобных условиях запуска, причем эти условия запуска устанавливают по термическому состоянию двигателя в момент измерения. В зависимости от разности между измеренным значением и контрольной продолжительностью воспламенения можно определить, является ли цикл зажигания нормальным или нет, и, в случае необходимости, генерировать 90 тревожный сигнал.

Надежное и быстрое измерение продолжительности воспламенения может быть затруднено. Действительно, измерения имеют погрешность порядка 125 мс, что приводит к некоторому разбросу значений продолжительности воспламенения вокруг четырех площадок, как показано на фиг. 1. Следовательно, необходимо преобразовать продолжительность воспламенения, измеренную посредством определения времени, истекшего между впрыском топлива в камеру сгорания двигателя и обнаружением воспламенения топливно-воздушной смеси, в число разрядов свечи зажигания, необходимых для воспламенения топливно-воздушной смеси. Действительно, воспламенение смеси может начаться только во время генерирования искры свечой зажигания. Частота разрядов свеч зажигания известна, в данном случае составляет около 1.25 Гц, поэтому можно легко трансформировать данную продолжительность воспламенения в число разрядов, которое необходимо для запуска двигателя. Это позволяет оценить 30 продолжительность воспламенения более точно, чем при ее прямом измерении.

На фиг. 2 представлен полученный таким образом график, на котором значения продолжительности воспламенения конвертированы в число необходимых разрядов, которое является целым числом, принимающее дискретные значения, в данном случае от 1 до 4, что позволяет не только упростить измерение продолжительности воспламенения, но также уменьшить погрешности в измерениях или облегчить последующие этапы сравнения 50.

Число разрядов данной свечи данного контрольного двигателя и, следовательно, продолжительность воспламенения можно измерить просто и надежно для совокупности разных значений термического состояния, например, для температур выхлопных газов EGT от 0°С до 600°С. Следует отметить, что под контрольным двигателем в данном случае следует понимать двигатель, который является подобным или идентичным с контролируемым двигателем, и в котором система, участвующая в запуске двигателя, не имеет неисправностей и, следовательно, позволяет получать нормальные измерения.

После этого для данного контрольного двигателя можно создать 40 базу данных, позволяющую определять число разрядов, необходимое для термического состояния данного двигателя.

На фиг. 3 представлен график, показывающий число разрядов свечи зажигания, необходимое для запуска контрольного двигателя, в зависимости от термического состояния двигателя (температура EGT). Для этого контрольного двигателя расчетное число разрядов равно 4, если температура EGT ниже 10°С, равно 3, если температура EGT составляет от 10°С до 80°С, равно 2, если температура EGT составляет от 80°С до 190°С, и равно 1, если температура EGT превышает 190°С.

Возможные зоны перекрывания температурных диапазонов связаны с тем, что в расчет принимается только один параметр контекста запуска, в данном случае термическое состояние двигателя во время его запуска, среди совокупности параметров, которые могут оказывать влияние на зажигания двигателя. Однако, как будет показано ниже, благодаря выбранному показателю отслеживания, точность измерений является достаточной для уменьшения стандартного отклонения измерения до 0.3 по сравнению со стандартным отклонением порядка 1.2 для применяемого известного показателя. Таким образом, благодаря этому способу мониторинга, стандартное отклонение уменьшилось в четыре раза.

Во время каждого запуска двигателя определяют термическое состояние двигателя 20 и число разрядов свечи зажигания 30, необходимых для воспламенения топливно-воздушной смеси. Затем это число разрядов сравнивают 50 с числом разрядов, расчетным для этого термического состояния, при помощи базы данных, вычисляя разность (или остаток) между определенным число разрядов и расчетным числом разрядов, чтобы получить показатель. Изменение этого показателя затем отслеживают 70 от одного запуска к другому запуску газотурбинной установки, например, при помощи скользящей средней.

Если остаток или скользящая средняя превышает определенный порог (этап 80) и если, возможно, это превышение подтверждается на нескольких полетах, делают вывод, что система, участвующая в запуске двигателя, может быть неисправной. При этом назначенному оператору, например технику, направляется 90 тревожный сигнал, чтобы эту систему можно было проверить и, в случае необходимости, отремонтировать.

В случае, когда двигатель содержит более одной свечи зажигания, как в большинстве двигателей современных газотурбинных установок, которые в целях обеспечения избыточности содержат две свечи зажигания, используемые поочередно для обеспечения сбалансированности состояния неисправности системы, остаток и, в случае необходимости, скользящую среднюю вычисляют для каждой из свечей отдельно, чтобы обнаруживать возможную неисправность раздельно связанных с ними систем. Следовательно, очень важно знать, какая свеча используется во время данного запуска, чтобы определить, что вычисленный остаток соответствует одной или другой из свечей.

Таким образом, получают рабочий показатель отслеживания, имеющий незначительное стандартное отклонение и являющийся легким в определении. Кроме того, учитывая дискретизацию измерений времени запуска, благодаря их конверсии в число разрядов свечи зажигания, неисправность можно обнаружить, как только ожидаемое число разрядов увеличивается по меньшей мере на единицу, то есть когда остаток равен 1 или более. Поскольку остаток 1 в три раза больше, чем значение стандартного отклонения (которое равно примерно 0.3), делают вывод, что обнаружение возможных неисправностей системы является качественным, в частности, по сравнению со стандартным отклонением 1.2 обычного показателя, при котором мелкую неисправность системы обнаружить невозможно по причине шума измерений.

1. Способ мониторинга (1) цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащий следующие этапы, на которых:

(i) определяют (30) продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска,

(ii) сравнивают (50) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе с расчетной контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска,

(iii) определяют (60) показатель запуска двигателя,

(iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и

(v) в зависимости от изменения показателя генерируют (90) тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя.

2. Способ мониторинга (1) по п. 1, в котором параметр запуска включает в себя по меньшей мере один из следующих параметров:

- термическое состояние двигателя во время цикла запуска,

- запуск на земле или запуск в полете,

- высота полета, на которой запускают двигатель,

- давление окружающей среды,

- режим вращения двигателя, соответствующий впрыску топлива в камеру сгорания двигателя,

- расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания в момент воспламенения,

- характеристики воздуха на входе в камеру сгорания двигателя.

3. Способ мониторинга (1) по одному из пп. 1 или 2, в котором значения продолжительности воспламенения определяют (30) на основании числа разрядов свечи зажигания двигателя, необходимого для запуска двигателя.

4. Способ мониторинга (1) по п. 3, в котором в ходе этапа сравнения (50) определяют разность между числом разрядов свечи зажигания двигателя, необходимым для запуска двигателя, и расчетным числом разрядов свечи зажигания двигателя для запуска контрольного двигателя.

5. Способ мониторинга (1) по одному из пп. 1, 2, 4, в котором тревожный сигнал о неисправности генерируют, когда показатель превышает или равен определенному порогу.

6. Способ мониторинга (1) по п. 3, в котором тревожный сигнал о неисправности генерируют, когда показатель превышает или равен определенному порогу.

7. Способ мониторинга (1) по одному из пп. 1, 2, 4, 6, в котором двигатель содержит две свечи зажигания, и показатель определяют отдельно для каждой свечи зажигания.

8. Способ мониторинга (1) по п. 3, в котором двигатель содержит две свечи зажигания, и показатель определяют отдельно для каждой свечи зажигания.

9. Способ мониторинга (1) по п. 5, в котором двигатель содержит две свечи зажигания, и показатель определяют отдельно для каждой свечи зажигания.

10. Способ мониторинга (1) по одному из пп. 1, 2, 4, 6, 8, 9, дополнительно содержащий этап, в ходе которого для данного контрольного двигателя и для совокупности значений параметра запуска определяют (40) контрольную совокупность значений продолжительности воспламенения.

11. Способ мониторинга (1) по п. 3, дополнительно содержащий этап, в ходе которого для данного контрольного двигателя и для совокупности значений параметра запуска определяют (40) контрольную совокупность значений продолжительности воспламенения.

12. Способ мониторинга (1) по п. 5, дополнительно содержащий этап, в ходе которого для данного контрольного двигателя и для совокупности значений параметра запуска определяют (40) контрольную совокупность значений продолжительности воспламенения.

13. Способ мониторинга (1) по п. 7, дополнительно содержащий этап, в ходе которого для данного контрольного двигателя и для совокупности значений параметра запуска определяют (40) контрольную совокупность значений продолжительности воспламенения.

14. Компьютерный программный продукт, содержащий командные коды для исполнения способа мониторинга (1) цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки по одному из пп. 1-13.

15. Средство хранения информации, считываемое компьютерным устройством, на котором записан компьютерный программный продукт, содержащий командные коды для исполнения способа мониторинга (1) цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки по одному из пп. 1-13.

16. Система мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащая средства, выполненные с возможностью осуществления способа мониторинга (1) цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки по одному из пп. 1-13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации.

Струйный регулятор ГТД по приведенным оборотам относится к системам автоматического регулирования энергетических установок и может использоваться, в частности, в системах управления газотурбинных двигателей, а также при моделировании в лабораторных условиях работы силовой установки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета.

Изобретение относится к электротехнике, тепло- и электроэнергетике, а именно к когенерационным системам получения энергии для энергоснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя и тепла для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме.

Изобретение относится к способам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения.

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД. Сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора затем преобразуют в пневматические сигналы, поступающие в струйный блок управления, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем. Технический результат – обеспечение возможности оптимального управления ГТД на всех режимах работы. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, определяют показатель запуска двигателя, повторяют этапы - для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя. Технический результат изобретения – повышение надежности определения неисправности всей или части системы двигателя, участвующей в запуске газотурбинной установки. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх