Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности. Объектами изобретения являются способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5) вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5), трубопровод (23) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур (8) питания газом упомянутой пневматической турбины, средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

1. Область техники, к которой относится изобретение

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

2. Предшествующий уровень техники

Как известно, двухмоторный или трехмоторный вертолет содержит силовую установку, включающую в себя два или три газотурбинных двигателя, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, вращаемую газогенератором и неподвижно соединенную с выходным валом. Выходной вал каждой свободной турбины выполнен с возможностью приведения в движение коробки передачи мощности, которая, в свою очередь, вращает несущий винт вертолета.

Известно, что, когда вертолет находится в ситуации полета на крейсерской скорости (то есть когда он летит в нормальных условиях во время всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, набора высоты, посадки или полета в режиме висения), газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности ниже их постоянной максимальной мощности. Эти низкие уровни мощности характеризуются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым расходом топлива на камеру сгорания газотурбинного двигателя и механической мощностью, выдаваемой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% Cs максимальной мощности взлета, то есть характеризуются перерасходом топлива в полете на крейсерской скорости.

Кроме того, газотурбинные двигатели вертолета спроектированы с превышением параметров для обеспечения поддержания вертолета в полете в случае неисправности одного из двигателей. Эта ситуация полета возникает в результате потери двигателя и характеризуется тем, что каждый работающий двигатель выдает мощность гораздо выше своей номинальной мощности, чтобы вертолет смог преодолеть опасную ситуацию и затем продолжить свой полет.

Газотурбинные двигатели выполнены также с превышением параметров для обеспечения полета во всей области полета, предусмотренной владельцем компании, и в частности, полета на больших высотах и в жаркую погоду. Эти очень критические точки полета, в частности, когда вертолет имеет массу, близкую к максимальной взлетной массе, встречаются только в некоторых случаях эксплуатации.

Недостатком этих газотурбинных двигателей с превышением параметров являются большая масса и большой расход топлива. Чтобы уменьшить этот расход во время полета на крейсерской скорости, предусмотрен перевод одного из газотурбинных двигателей во время полета в так называемый дежурный режим. При этом активный двигатель или активные двигатели работают на более высоких уровнях мощности, чтобы обеспечивать всю необходимую мощность, и, следовательно, на более благоприятных уровнях Cs.

Перевод газотурбинного двигателя в дежурный режим предполагает наличие системы быстрой реактивации, которая позволяет в случае необходимости быстро вывести газотурбинный двигатель из дежурного режима. Эта необходимость может возникнуть, например, при неисправности одного из активных двигателей или в случае непредвиденного ухудшения условий полета, требующего быстрого возвращения в режим полной мощности.

Заявитель ранее уже предложил систему быстрой реактивации, в которой применяют пневматическую турбину, механически связанную с газотурбинным двигателем и выполненную с возможностью преобразования энергии газов под давлением на входе турбины в механическую энергию для приведения во вращение газогенератора газотурбинного двигателя. Питание газами пневматической турбины можно, например, обеспечивать за счет взаимодействия пневматического аккумулятора и управляемого вентиля быстрого открывания или при помощи аккумуляторного устройства на твердом проперголе.

Таким образом, заявитель поставил перед собой задачу разработать способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации, которые позволяют гарантировать, что система быстрой реактивации работает и может быть использована в полете.

3. Задачи изобретения

Изобретение призвано предложить способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя.

В частности, по меньшей мере в варианте выполнения изобретение призвано предложить устройство проверки целостности, которое можно легко интегрировать в архитектуру силовой установки двухмоторного или трехмоторного вертолета.

По меньшей мере в варианте выполнения изобретение призвано предложить также способ проверки целостности, который можно осуществлять на земле перед взлетом или во время полета перед переводом газотурбинного двигателя в дежурный режим.

Изобретение призвано также предложить газотурбинный двигатель, оснащенный заявленным устройством проверки целостности.

4. Раскрытие изобретения

В связи с этим объектом изобретения является устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.

Заявленное устройство отличается тем, что содержит:

- средства отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе,

- трубопровод доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур питания газом упомянутой пневматической турбины,

- средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.

Таким образом, заявленное устройство позволяет проверять целостность кинематической цепи системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя. В частности, оно позволяет проверить, что пневматическая турбина приводится во вращение, когда на вход турбины поступает воздух под давлением, отбираемый на газотурбинном двигателе, например, воздух под умеренным давлением. Заявленное устройство позволяет проверять всю кинематическую цепь системы быстрой реактивации, в частности, саму пневматическую турбину, а также ротор турбины и его опорные подшипники и любой механический элемент, расположенный на входе пневматической турбины. Такое устройство проверки целостности не зависит от системы быстрой реактивации. В частности, трубопровод доставки воздуха, отбираемого на газотурбинном двигателе, не зависит от контура питания газом системы быстрой реактивации.

Предпочтительно заявленное устройство содержит электроклапан, расположенный на уровне соединения пневматического контура и упомянутого трубопровода доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода между упомянутым трубопроводом доставки и упомянутым пневматическим контуром по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.

Например, блок управления является электронным вычислительным устройством регулирования вертолета (более известным под сокращением EECU). Этот блок управления управляет электроклапаном таким образом, чтобы он освобождал воздушный проход между трубопроводом доставки воздуха и пневматическим контуром питания пневматической турбины. В отсутствие проверки целостности электроклапан блокирует воздушный проход. Кроме того, электроклапан естественным образом блокирует воздушный проход, если пневматический контур получает питание газом под давлением. Таким образом, устройство проверки целостности не мешает пневматическому контуру и пневматической турбине системе реактивации.

Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый электроклапан содержит калиброванную пружину, выполненную с возможностью удерживать заблокированным воздушный проход в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.

Во время процедуры быстрой реактивации электроклапан естественным образом удерживается в закрытом положении давлением, создаваемым газом, циркулирующим в пневматическом контуре. Для этого сила, действующая на пружину для ее сжатия с целью освобождения воздушного прохода, меньше давления, создаваемого горячим газом под давлением, который циркулирует в пневматическом контуре во время процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.

Кроме того, калиброванная пружина позволяет гарантировать закрывание воздушного прохода в отсутствие команды, противодействуя давлению, создаваемому воздухом под давлением, отбираемым на газотурбинном двигателе и присутствующим в трубопроводе доставки воздуха.

Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе выполнены на уровне компрессора этого газотурбинного двигателя.

Классически газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну ступень компрессора, предпочтительно первую ступень компрессора и вторую ступень компрессора. При этом средства отбора воздуха могут быть выполнены на одной и/или другой из ступеней компрессора. Эта средства отбора образованы, например, специальным приливом, выполненным на наружном картере газотурбинного двигателя на уровне одной и/или другой из ступеней компрессора. Отбираемый воздух имеет умеренное давление порядка 2-15 бар.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель вертолета, оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.

Заявленный газотурбинный двигатель отличается тем, что содержит заявленное устройство проверки целостности упомянутой системы быстрой реактивации.

Объектом изобретения является также способ проверки целостности системы быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.

Заявленный способ отличается тем, что содержит:

- этап обора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе,

- этап доставки этого воздуха к упомянутой пневматической турбине,

- этап измерения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.

Предпочтительно заявленный способ осуществляют при помощи заявленного устройства, и заявленное устройство предпочтительно осуществляет заявленный способ.

Заявленный способ можно осуществлять либо на земле перед взлетом вертолета, либо во время полета перед переводом газотурбинного двигателя в дежурный режим.

Предпочтительно заявленный способ содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины с заранее определенной пороговой скоростью.

Заранее определенную пороговую скорость определяют, например, как заранее определенное значение в процентах минимальной скорости вращения газовой турбины газотурбинного двигателя. Если скорость, измеренная на этапе измерения скорости, превышает пороговую скорость, то система быстрой реактивации считается нормальной. Если измеренная скорость ниже заранее определенной пороговой скорости, система считается ненадежной, и, следовательно, перевод газотурбинного двигателя в дежурный режим запрещен.

Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый этап доставки воздуха содержит этап управления открыванием электроклапана, расположенного на уровне соединения пневматического контура и упомянутого трубопровода доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода между упомянутым трубопроводом доставки и упомянутым пневматическим контуром по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.

Предпочтительно заявленный способ содержит этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.

В отсутствие процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя и осуществления проверки целостности пневматическая турбина не должна вращаться. Таким образом, изобретением предусмотрен этап обнаружения несвоевременного открывания посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины. Этот этап можно осуществлять с заранее определенной периодичностью, чтобы проверять, что устройство проверки исправно. Если измеренная скорость не равна нулю в отсутствие процедуры быстрой реактивации и в отсутствие проверки целостности, значит устройство проверки неисправно.

Предпочтительно заявленный способ содержит этап сохранения измерения скорости упомянутой пневматической турбины, чтобы можно было отслеживать тенденцию состояния пневматической турбины.

Объектами изобретения являются также устройство проверки целостности, способ проверки целостности и газотурбинный двигатель, оснащенный устройством проверки целостности, характеризующиеся в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или указанных ниже признаков.

5. Список фигур

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

Фиг. 1 - схематичный вид газотурбинного двигателя, оснащенного системой быстрой реактивации.

Фиг. 2 - схематичный вид газотурбинного двигателя, оснащенного устройством проверки целостности системы быстрой реактивации согласно варианту выполнения изобретения.

Фиг. 3 - схематичный вид электроклапана устройства проверки целостности согласно варианту выполнения изобретения, в закрытом положении.

Фиг. 4 - схематичный вид электроклапана устройства проверки целостности согласно варианту выполнения изобретения, в открытом положении.

6. Подробное описание варианта выполнения изобретения

Для лучшего понимания и с целью иллюстрации и ясности на фигурах масштабы и пропорции не соблюдены.

На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель 5, выполненный с возможностью перехода в дежурный режим и оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину.

Этот газотурбинный двигатель 5 содержит газогенератор 17 и свободную турбину, питаемую от генератора 17. Газогенератор 17 содержит воздушный компрессор 14, питаемый воздухом через воздухозаборник 18. Компрессор 14 питает камеру 13 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая выдает газообразные продукты горения, обеспечивающие кинетическую энергию. С компрессором 14 связана турбина 12 частичного расширения газообразных продуктов горения через приводной вал для приведения во вращения компрессора 14 и устройств, необходимых для работы газогенератора или вертолета. Эти устройства расположены в коробке 32 приводов агрегатов. Часть получаемых газообразных продуктов горения вращает свободную турбину 10 передачи мощности, связанную с коробкой передачи мощности (в дальнейшем ВТР) вертолета, затем удаляется через выхлопной выход 19.

Система 11 быстрой реактивации содержит пневматическую турбину 30, которая, согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 1, механически соединена с газотурбинным двигателем через коробку 32 приводов агрегатов. Эта пневматическая турбина 30 получает питание газом через контур 8 питания газом, подробное описание которого опускается.

Заявленное устройство проверки целостности, показанное на фиг. 2, содержит средства 21, 22 отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе, трубопровод 23 доставки этого отбираемого воздуха в пневматический контур 8 питания газом пневматической турбины и средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.

Для упрощения средства определения скорости вращения на фигуре не показаны. Например, эти средства включают в себя датчик скорости, установленный на валу пневматической турбины 30. Этот датчик связан с модулем обработки, например, установленным в компьютере, оснащенном микропроцессором. Предпочтительно модуль обработки установлен непосредственно в блоке регулирования и контроля вертолета (для упрощения на фигурах не показан).

Согласно варианту выполнения, этот модуль обработки содержит параметрируемую память, которая может содержать значение пороговой скорости, например, выраженное в процентах минимальной скорости газовой турбины. Если скорость вращения пневматической турбины 30, измеренная датчиком скорости, превышает пороговую скорость, целостность системы быстрой реактивации подтверждается.

Для питания воздухом пневматической турбины 30 во время процедуры проверки целостности системы реактивации, согласно предпочтительному варианту выполнения, изобретением предусмотрен электроклапан 33, установленный на уровне соединения пневматического контура 8 и трубопровода 23 доставки воздуха. Этот электроклапан 33 показан на фиг. 3 и 4.

Электроклапан 33 выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода 34, выполненного между трубопроводом 23 доставки и пневматическим контуром 8, по команде не показанного на фигурах блока управления вертолета, например, EECU, и с возможностью блокировки этого воздушного прохода 34 в отсутствие команды. Электроклапан 33 содержит калиброванную пружину 35, выполненную с возможностью удержания воздушного прохода заблокированным в отсутствие команды.

На фиг. 3 воздушный проход 34 заблокирован электроклапаном 33. Это положение соответствует либо отсутствию проверки целостности, либо отсутствию процедуры реактивации. Это положение является положением по умолчанию. При этом электроклапан 33 удерживается в закрытом положении за счет действия пружины 35. Положение на фиг. 3 соответствует также положению в ходе процедуры реактивации газотурбинного двигателя. В этом случае пневматический контур 8 направляет газ под давлением, показанный стрелками 41а, 41b, 41с на фиг. 3, в пневматическую турбину 30. Давление газа удерживает электроклапан 33 в закрытом положении. Эта давление удержания показано стрелками 41b на фиг. 3.

На фиг. 4 показано положение электроклапана 33 во время процедуры проверки целостности системы быстрой реактивации. Воздух, отбираемый на газотурбинном двигателе, циркулирует в трубопроводе 23 доставки, проходит через проход 34, выходит в пневматический контур 8 и направляется в пневматическую турбину 30. Прохождение воздуха во время процедуры проверки целостности показано на фиг. 4 стрелками 43а, 43b, 43с.

Объектом изобретения является также способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, содержащий этап отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе, этап доставки этого воздуха в упомянутую воздушную турбину и этап измерения скорости вращения упомянутой воздушной турбины.

Согласно варианту осуществления, способ дополнительно содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины с заранее определенной пороговой скоростью. Он может также содержать этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя. Он может также содержать этап сохранения измерений скорости упомянутой пневматической турбины, чтобы обеспечивать отслеживание тенденции состояния пневматической турбины.

Предпочтительно каждый этап заявленного способа осуществляют при помощи заявленного устройства проверки целостности.

1. Устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5) вертолета, содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит:

- средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5),

- трубопровод (23) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур (8) питания газом упомянутой пневматической турбины (30),

- средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30).

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что содержит электроклапан (33), расположенный на уровне соединения пневматического контура (8) и упомянутого трубопровода (23) доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан (33) выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода (34) между упомянутым трубопроводом (23) доставки и упомянутым пневматическим контуром (8) по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8) и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что упомянутый электроклапан (33) содержит калиброванную пружину (35), выполненную с возможностью удерживать заблокированным воздушный проход (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8).

4. Устройство по одному из пп. 1-3, отличающееся тем, что упомянутые средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5) выполнены на уровне компрессора (14) этого газотурбинного двигателя.

5. Газотурбинный двигатель вертолета, оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию, отличающийся тем, что содержит устройство проверки целостности упомянутой системы быстрой реактивации по одному из пп. 1-4.

6. Способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5), содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, отличающийся тем, что содержит:

- этап обора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5),

- этап доставки этого воздуха к упомянутой пневматической турбине (30),

- этап измерения скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30).

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30) с заранее определенной пороговой скоростью.

8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что упомянутый этап доставки воздуха содержит этап управления открыванием электроклапана (33), расположенного на уровне соединения пневматического контура (8) и упомянутого трубопровода (23) доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан (33) выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода (34) между упомянутым трубопроводом (23) доставки и упомянутым пневматическим контуром (8) по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура (8) и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8).

9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что содержит этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана (33) посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины (30) в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана (33) и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.

10. Способ по одному из пп. 6-9, отличающийся тем, что содержит этап сохранения измерений скорости упомянутой пневматической турбины (30), чтобы можно было отслеживать тенденцию состояния пневматической турбины (30).



 

Похожие патенты:

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

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 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.

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

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.

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.

Настоящие изобретения относятся к способу для определения значения отклонения параметра работоспособности, в частности параметра производительности или эффективности по меньшей мере одного компонента газовой турбины и блоку управления для газовой турбины.

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

Способ коррекции базовой цифровой модели (5), например, для регулирования турбореактивного двигателя, содержит: этап (Е10) обнаружения стабильного состояния по меньшей мере одного первого параметра (Т25) указанной модели, причем этот первый параметр характеризует сигнал, выдаваемый датчиком (3); этап (Е60) получения параметра коррекции (GainF) указанной модели во время стабильного состояния указанного первого параметра (Т25) в зависимости от указанного первого параметра, от второго параметра (PCN12R) указанной модели и от указанной базовой цифровой модели (5); и этап (Е70) получения модели, скорректированной на основании базовой цифровой модели (5) и параметра коррекции (GainF).

Изобретение относится к способу и системе обнаружения первых признаков неисправности клапана авиационного двигателя, содержащей средства сбора, выполненные с возможностью сбора измерений выходного давления указанного клапана и данных управления и обстановки, связанных с указанным клапаном, средства обработки, выполненные с возможностью определения совокупности показателей первых признаков неисправности в зависимости от указанных измерений выходного давления и от указанных данных обстановки и управления, средства обработки, выполненные с возможностью контроля изменения по времени каждого показателя из указанной совокупности показателей первых признаков неисправности, и средства обработки, выполненные с возможностью обнаружения возможного отклонения по меньшей мере одного показателя среди указанной совокупности показателей, при этом указанное отклонение отображает признаки неисправности указанного клапана.

Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам запуска. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к способам запуска газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам запуска газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к способам запуска газотурбинного двигателя. .

Способ определения закона наведения для уклонения летательного аппарата (ЛА) от препятствий реализуется посредством системы для определения упомянутого закона наведения.

Малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета/посадки содержит съемные пассажирскую кабину, сиденье пилота или грузовой отсек, маршевые и взлетно-посадочные электрические турбины типа Вентури, представляющие собой ротор турбины с лопаточным аппаратом с приводом от электромотора в корпусе, состоящем из заборника и выходного сопла турбины по принципу сопла Лаваля с инжектором Вентури, динамическое крыло, имеющие складной профиль с шарнирами, не менее восьми движителей, полетный компьютер.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Вертолет содержит несущий винт, фюзеляж, приводной трансмиссионный блок, функционально соединенный с несущим винтом, поддерживающий корпус, который поддерживает трансмиссионный блок и ограничительное средство, вставленное между поддерживающим корпусом и фюзеляжем.

Изобретение относится к электротехнике, к авиации, воздушным винтам и касается устройства и способа вращения лопастного движителя. Технический результат заключается в реализации эффективного устройства получения тяги, увеличении к.п.д., рабочего ресурса, безопасности применения, возможности использования в конструкции новых летательных аппаратов, самолетов и вертолетов, квадро и мультикоптеров, трансформируемых летательных аппаратов, таких как конвертопланы, в конструкции гибридных летательных аппаратов, использующих механический и электропривод для вращения воздушных винтов, и других аппаратов, использующих тягу лопастных движителей.

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности. Объектами изобретения являются способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит средства отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе, трубопровод доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур питания газом упомянутой пневматической турбины, средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх