УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ИЗ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА Российский патент 2003 года по МПК F04D27/02 

Описание патента на изобретение RU2215908C2

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам для обеспечения заданной тяги и сохранения запасов газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя (ГТД) самолета при возможных отказах.

Известны устройства для управления перепуском воздуха из компрессора ГТД по сигналам, отражающим положение рабочей точки на напорной характеристике компрессора, либо по сигналам, характеризующим скорость движения самолета и (или) высоту полета [1, 2].

Например, в [1] управление клапанами перепуска воздуха из внутреннего контура ГТД в его наружный контур осуществляют по величине частоты вращения ротора компрессора nк, приведенной к полной температуре воздуха на входе в двигатель Твх, а также по ряду других двигательных параметров и их производным.

В устройстве, описанном в [2], управление клапанами перепуска воздуха осуществляется по величине скорости самолета Vc, вычисленной на основе измерения числа Маха полета Мn, определяющих высоту полета Мn.

Однако известные устройства перепуском воздуха, реализованные на двигателях с большой степенью двухконтурности (m>4), для ряда эксплуатационных режимов оказываются недостаточно эффективными. Эти устройства не обеспечивают беспомпажную работу двигателя в начале разбега самолета при порывах попутного ветра, при попадании струй газов в сопло от работающего рядом самолета, в результате различных вихреобразных подсосов воздуха и т.д.

Наиболее близким к заявляемому является устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, предназначенное для предотвращения помпажа компрессора двигателя за счет повышения точности регулирования перепуска воздуха из компрессора при разбеге самолета перед полетом и при посадке [3]. Устройство включает в себя датчики параметров двигателя, последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и первой группе клапанов перепуска воздуха (КПВ1). В устройстве имеются дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор и вторая группа клапанов перепуска воздуха (КПВ2). Выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен ко второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен со входом второй группы клапанов КПВ2.

Известное устройство осуществляет измерение полной температуры воздуха на входе в двигатель Твх, измерение частоты вращения ротора компрессора nк, определение приведенной частоты вращения ротора компрессора nкпр, сравнение nкпр с пороговым значением nпорогкпр, закрытие КПВ1 при nкпр>nпорогкпр. Закрытие КПВ2 осуществляется при Vc>Vcпорог, где Vcпорог - скорость самолета, при которой вихреобразный подсос воздуха с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП) на вход в воздухозаборник отсутствует (как правило, 60.. . 70 км/час).

Устройство-прототип обладает следующими недостатками.

В условиях взлета самолета может произойти снижение тяги из-за уменьшения подачи топлива в камеру сгорания. Причинами уменьшения подачи топлива могут быть срабатывания ограничительных программ регулирования, например, системы защиты турбины от перегрева из-за сбоев, неисправностей датчиков темпаратуры и их линий связи, а также из-за повышенного нагрева лопаток турбины и т.п. При этом режим двигателя может оказаться таким, что nкпр<nпорогкпр, при этом закрытие клапанов перепуска воздуха КПВ1 не произойдет, что приведет к пониженному расходу воздуха через внутренний контур и дополнительному недобору тяги двигателя.

При исправной работе элементов конструкции двигателя (его узлов и деталей), но при отказе блока, определяющего величину nкпр, либо блока, в котором осуществляется сравнение величины nкпр с величиной nпорогкпр, сигнал на закрытие KПB1 не будет формироваться, что также приведет к недобору тяги двигателя.

Негативным последствием открытого положения KПB1 на взлетном режиме также является понижение к.п.д. компрессора и двигателя в целом, что влечет за собой дополнительный рост температуры газов на входе в турбину и, как следствие, повышенную теплонапряженность двигателя и ускоренную выработку его ресурса.

Другим недостатком прототипа является возможность закрытия КПВ2, когда Vc>Vcпорог, при открытых КПВ1 при условии nкпр<nпорогкпр. Такой режим работы двигателя в сочетании с другими неблагоприятными факторами (попутный ветер в сопло, попадание в сопло струи газов от работающего рядом самолета и т. д. ) может привести к существенному снижению запасов газодинамической устойчивости и помпажу компрессора.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в обеспечении устойчивой работы газотурбинного двигателя и заданной тяги на взлетном режиме при возможных отказах за счет повышения точности и надежности регулирования в условиях взлета самолета: разбег, отрыв от взлетно-посадочной полосы, последующий набор высоты, на которой заканчивается переход механизации крыла самолета из взлетной конфигурации в полетную.

Поставленная задача решается с использованием заявляемой конструкции путем своевременного закрытия клапанов перепуска воздуха в последовательности, обеспечивающей требуемые запасы газодинамической устойчивости и смещение линии рабочих режимов в сторону более низких температур газа, обеспечивая тем самым оптимальную тепло напряженность двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора ГТД самолета, включающее датчики температуры на входе в двигатель и частоты вращения ротора компрессора, подключенные последовательно первый арифметический блок и первый компаратор, датчик частоты вращения колеса шасси самолета, подключенные последовательно второй арифметический блок и второй компаратор, а также исполнительный блок клапанов перепуска воздуха первой и второй групп и клапаны перепуска воздуха первой и второй групп, согласно изобретению оно включает дополнительные датчик положения рычага управления двигателем, датчик положения механизации крыла самолета, датчик положения стояночного тормоза самолета, компаратор, логические блоки И и ИЛИ, при этом выходы дополнительных датчиков подключены к дополнительному компаратору, выход первого компаратора подключен к первому входу первого логического блока ИЛИ, а выход дополнительного компаратора подключен ко второму входу логического блока ИЛИ, выход логического блока ИЛИ подключен ко входу исполнительного блока клапана перепуска воздуха первой группы, выход которого одновременно соединен с клапаном перепуска воздуха первой группы и с первым входом логического блока И, причем выход второго компаратора соединен со вторым входом логического блока И, а выход его - со входом исполнительного блока клапана перепуска воздуха второй группы, соединенного с клапаном перепуска воздуха второй группы.

Кроме того, по результатам летных испытаний в аэродромах стран с жарким климатом был дополнительно выявлен резерв по улучшению термодинамических параметров двигателя, а именно возможность коррекции величины nпорогкпр в зависимости от Твх. С этой целью согласно п.2 формулы изобретения заявляемое устройство дополнительно включает блок коррекции, вход которого соединен с выходом датчика температуры воздуха на входе в двигатель, а выход - со вторым входом первого компаратора.

Изобретение проиллюстрировано чертежами.

На фиг.1 представлена схема заявляемого устройства.

Блок 1 - датчик полной температуры на входе в двигатель Твх.

Блок 2 - датчик частоты вращения ротора компрессора nк.

Блок 3 - арифметический блок, определяющий величину приведенной частоты вращения ротора компрессора nкпр по формуле
Блок 4 - первый компаратор, в котором осуществляется сравнение текущего значения nкпр с его пороговым значением nпорогкпр. Параметр nпорогкпр - величина постоянная и для каждого типа двигателя имеет свое фиксированное значение (например, для двухконтурного двухвального авиационного двигателя ПС-90А значение nпорогкпр= 11350 об/мин). При nкпр>nпорогкпр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие клапанов перепуска KПB1. Выход блока 4 соединен с первым входом блока 9.

Блок 5 - датчик положения рычага управления двигателем αруд.
Блок 6 - датчик-сигнализатор положения механизации крыла самолета. При положении механизации крыла во взлетной конфигурации (предкрылки/закрылки в выдвинутом положении) контакты датчика-сигнализатора замкнуты. При положении предкрылок/закрылок в убранном состоянии (полетная конфигурация крыла) контакты датчика-сигнализатора разомкнуты.

Блок 7 - датчик-сигнализатор положения стояночного тормоза самолета. При положении стояночного тормоза самолета во включенном состоянии контакты датчика-сигнализатора замкнуты. При положении стояночного тормоза самолета в отжатом состоянии контакты датчика-сигнализатора замкнуты.

Блок 8 - дополнительный компаратор, который осуществляет сравнение текущего значения положения рычага управления двигателем αруд с его пороговым значением αпорогруд

, а также оценивает выходные сигналы блоков 6 и 7.

При значении αрудпорогруд

и положении предкрылок/закрылок в выдвинутом состоянии (контакты замкнуты - взлетная конфигурация крыла) и положении стояночного тормоза самолета в отжатом состоянии (контакты замкнуты - тормоз отключен) на выходе блока 8 вырабатывается сигнал о включении блокировки взлетного режима. Логика формирования блокировки взлетного режима не является предметом настоящего изобретения и на примере двигателя ПС-90А изложена в [4] . При этом значение αпорогруд
выбирают равным значению αруд для номинального режима работы двигателя.

Сигнал о включении блокировки взлетного режима с выхода блока 8 используется как второй логический сигнал на закрытие КПВ1. Выход блока 8 соединен со вторым входом блока 9.

Блок 9 - логический блок, работающий по схеме ИЛИ, который имеет два входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 4 и 8, и один выход. На выходе блока 9 формируется сигнал на закрытие КПВ1 при наличии на любом из входов блока 9 хотя бы одного логического сигнала на закрытие KПB1 с блоков 4 или 8.

Блок 10 - исполнительный блок KПB1. Выход блока 10 соединен со входом блока 11. Выходной сигнал с блока 10 одновременно подается на первый вход блока 15 (первый логический сигнал на закрытие КПВ2).

Блок 11 - первая группа клапанов перепуска воздуха (KПB1).

Блок 12 - датчик частоты вращения колеса шасси самолета nш.

Блок 13 - арифметический блок, который по параметру nш на основе ранее заданной зависимости Vc=f(nш) вычисляет текущую скорость движения самолета Vс.

Блок 14 - второй компаратор, осуществляющий сравнение величины Vc с пороговым значением Vcпорог. При Vc>Vcпорог на выходе блока 14 формируется второй логический сигнал на закрытие КПВ2, который поступает на второй вход блока 15.

Блок 15 - логический блок, работающий по схеме И, имеет два входа и один выход. На выходе блока 15 формируется сигнал на закрытие КПВ2 при одновременном наличии на обоих входах блока 15 первого и второго логических сигналов на закрытие КПВ2.

Блок 16 - исполнительный блок КПВ2.

Блок 17 - вторая группа клапанов перепуска воздуха (КПВ2).

Блок 18 - блок коррекции, определяющий величину nпорогкпр на основании ранее установленной зависимости nпорогкпр=f(Tвх), сигнал с которого поступает на вход блока 4.

На фиг. 2 показаны графики зависимости nпорогкпр=f(Tвх) для устройства-прототипа (а) и для заявляемого устройства (б). По графику б), начиная с некоторой величины Твх наблюдается уменьшение значений nпорогкпр, в то время как для прототипа этот параметр является постоянной величиной, не зависящей от Твх. Причем градиент уменьшения nпорогкпр, как и величина Твх, при превышении которой начинается уменьшение величины nпорогкпр, для каждого типа двигателя являются индивидуальными характеристиками. Их определяют экспериментально или по результатам моделирования.

На фиг.3 показано устройство по п.2 формулы изобретения.

Устройство включает дополнительный блок 18, реализующий коррекцию величины nпорогкпр в зависимости от Твх. С выхода блока 1 на вход блока 18 поступает сигнал о величине Твх, а выходной сигнал блока 18 о величине nпорогкпр поступает на вход блока 4.

Работа заявляемого устройства при взлетном режиме осуществляется следующим образом.

Исходное положение: самолет стоит на исполнительном старте (Vc= 0 км/час), стояночный тормоз включен, предкрылки в выдвинутом состоянии (конфигурация крыла взлетная), двигатель работает на малом газе (nкпр<nпорогкпр), контакты блока 6 замкнуты, следовательно, KПB1 и КПВ2 открыты.

Для разбега и взлета самолета режим работы двигателя переводится с режима малого газа на максимальный или пониженный режим с последующей подачей газа на максимальный режим в процессе разбега.

Приведен пример работы устройства для регулирования перепуска воздуха из компрессора ГТД самолета при его взлете при выполнении основной эксплуатационной приемистости "Малый газ - максимальный режим" с последующим отключением стояночного тормоза.

Для выполнения приемистости "Малый газ - Максимальный режим" рычаг управления двигателем соответственно переводят на "площадку" взлетного режима, далее происходит разгон роторов, т. е. увеличение частоты вращения nк и, следовательно, nкпр. При nкпр>nпорогкпр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие КПВ1, который через логический блок 9, работающий по логике ИЛИ, и исполнительный блок 10 обеспечивает закрытие KПB1. Перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный контур через KПB1 прекращается и происходит увеличение тяги двигателя.

Одновременно выходной сигнал с блока 10 подается на первый вход логического блока 15 и используется как первый логический сигнал на закрытие КПВ2.

После достижения скорости самолета Vc>Vспорог на выходе блока 14 формируется второй логический сигнал на закрытие КПВ2, который поступает на второй вход блока 15. При одновременном наличии на обоих входах блока 15 первого и второго логических сигналов на закрытие КПВ2 на выходе блока 15 формируется управляющий сигнал на закрытие КПВ2.

Управляющий сигнал на закрытие КПВ2 поступает на исполнительный блок 16 КПВ2, обеспечивая тем самым включение КПВ2 (но только после включения KПB1). Перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный контур через КПВ2 прекращается и происходит дополнительное увеличение тяги двигателя.

При разбеге самолета (αрудпорогруд

, предкрылки в выдвинутом состоянии, стояночный тормоз самолета отключен) на выходе блока 8 формируется второй логический сигнал на закрытие KПB1. Этот сигнал поступает на второй вход логического блока 9, работающего по схеме ИЛИ, т.е. на выходе блока 9 формируется сигнал на закрытие KПB1 независимо от наличия первого логического сигнала на закрытие KПB1 из блока 4.

Наличие второго логического сигнала на закрытие KПB1 на выходе блока 8 позволяет надежно обеспечить включение и необходимую работу KПB1 и КПВ2 независимо от наличия возможных отказов блоков 3, 4 или срабатываний ограничительных программ.

При достижении необходимой высоты экипаж дает команду на уборку предкрылок/закрылок. После перехода механизации крыла из взлетной конфигурации в полетную контакты датчика-сигнализатора блока 6 размыкаются и второй логический сигнал на закрытие KПB1 снимается. Далее, если nкпр>nпорогкпр, то KПB1 и КПВ2 закрыты, и полет продолжается без каких-либо ограничений. В противном случае (nкпр<nпорогкпр) KПB1 и КПВ2 открываются. Решение о дальнейшем продолжении полета принимает экипаж.

В случае подключения блока 18 в блоке 4 осуществляют сравнение nкпр с откорректированной величиной nпорогкпр. При nкпр>nпорогкпр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие KПB1. Дальнейший порядок работы осуществляется аналогично описанному выше.

Устройство заявляемой конструкции обеспечило проведение летных проверок двигателя ПС-90А на самолете ТУ-214, включая его сертификационные испытания в различных условиях эксплуатации.

Предлагаемое устройство в составе экспериментальной системы автоматического регулирования и топливопитания удовлетворительно обеспечило проведение летных проверок авиационного двигателя ПС-90А самолета ТУ-214, включая имитации различных типов отказов на взлете. Устройство обеспечило требуемый уровень тяги, надежность и устойчивость работы двигателя. В ряде ситуаций (при температуре воздуха на входе в двигатель Тн>30...35oС, включении системы защиты турбины от перегрева, nкпр<nпорогкпр) устройство обеспечило не только точное и надежное закрытие KПB1 и КПВ2 в условиях взлета самолета, но и частичное увеличение nк за счет уменьшения влияния системы защиты турбины от перегрева из-за понижения температуры газов на входе в турбину после закрытия KПB1 и КПВ2.

Источники информации
1. RU, патент 2098668, МКИ F 04 D 27/02, 1997 г.

2. ER, заявка 0274341, МКИ F 02 С 9/28, 1988 г.

3. RU, патент 2109174, МКИ F 04 D 27/02, 1998 г.

4. Руководство по технической эксплуатации на ПС-90А 94-00-807 РЭ, 1990 г.

Похожие патенты RU2215908C2

название год авторы номер документа
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕПУСКОМ ВОЗДУХА В КОМПРЕССОРЕ ДВУХВАЛЬНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2001
  • Князева Н.Р.
  • Савенков Ю.С.
  • Саженков А.Н.
  • Трубников Ю.А.
RU2214535C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ИЗ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА 1996
  • Анненков В.В.
  • Панков А.Г.
  • Савенков Ю.С.
  • Трубников Ю.А.
RU2109174C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ САМОЛЕТА 2005
  • Иноземцев Александр Александрович
  • Семенов Александр Николаевич
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2306446C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВУХКОНТУРНЫМ ДВУХВАЛЬНЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2007
  • Семенов Александр Николаевич
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Тимкин Юрий Иванович
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2347093C2
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ МНОГОКРАТНЫХ ПОМПАЖЕЙ КОМПРЕССОРА 2017
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
RU2670469C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ НА ДИНАМИЧЕСКИХ РЕЖИМАХ РАЗГОНА И ДРОССЕЛИРОВАНИЯ 2006
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Тимкин Юрий Иванович
  • Трубников Юрий Абрамович
RU2337250C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕПУСКОМ ВОЗДУХА В КОМПРЕССОРЕ ДВУХВАЛЬНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1995
  • Панков А.Г.
  • Савенков Ю.С.
  • Трубников Ю.А.
  • Кухорчук В.Г.
RU2098668C1
СПОСОБ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ 2010
  • Дудкин Юрий Петрович
  • Гладких Виктор Александрович
  • Фомин Геннадий Викторович
  • Остапенко Сергей Владимирович
  • Титов Юрий Константинович
RU2468229C2
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре 2015
  • Савенков Юрий Семенович
  • Саженков Алексей Николаевич
  • Титов Юрий Константинович
RU2618171C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2012
  • Бурдин Валерий Владимирович
  • Гладких Виктор Александрович
RU2514463C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 215 908 C2

Реферат патента 2003 года УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ИЗ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам для обеспечения заданной тяги и сохранения запасов газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя (ГТД) самолета при возможных отказах. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в обеспечении устойчивой работы газотурбинного двигателя и заданной тяги на взлетном режиме при возможных отказах за счет повышения точности и надежности регулирования в условиях взлета самолета: разбег, отрыв от взлетно-посадочной полосы, последующий набор высоты, на которой заканчивается переход механизации крыла самолета из взлетной конфигурации в полетную. Поставленная задача решается с использованием заявляемой конструкции путем своевременного закрытия клапанов перепуска воздуха в последовательности, обеспечивающей требуемые запасы газодинамической устойчивости и смещение линии рабочих режимов в сторону более низких температур газа, обеспечивая тем самым оптимальную теплонапряженность двигателя. В устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора ГТД самолета, включающем датчики температуры на входе в двигатель и частоты вращения ротора компрессора, подключенные последовательно первый арифметический блок и первый компаратор, датчик частоты вращения колеса шасси самолета, подключенные последовательно второй арифметический блок и второй компаратор, а также исполнительный блок клапанов перепуска воздуха первой и второй групп и клапаны перепуска воздуха первой и второй групп, введены дополнительные датчик положения рычага управления двигателем, датчик положения механизации крыла самолета, датчик положения стояночного тормоза самолета, компаратор, логические блоки И и ИЛИ, при этом выходы дополнительных датчиков подключены к дополнительному компаратору, выход первого компаратора подключен к первому входу первого логического блока ИЛИ, а выход дополнительного компаратора подключен ко второму входу логического блока ИЛИ, выход логического блока ИЛИ подключен ко входу исполнительного блока клапана перепуска воздуха первой группы, выход которого одновременно соединен с клапаном перепуска воздуха первой группы и с первым входом логического блока И, причем выход второго компаратора соединен со вторым входом логического блока И, а выход его - со входом исполнительного блока клапана перепуска воздуха второй группы, соединенного с клапаном перепуска воздуха второй группы. Кроме того, по результатам летных испытаний в аэродромах стран с жарким климатом был дополнительно выявлен резерв по улучшению термодинамических параметров двигателя, а именно возможность коррекции величины nпорогкпр в зависимости от Твх. С этой целью заявляемое устройство дополнительно включает блок коррекции, вход которого соединен с выходом датчика температуры воздуха на входе в двигатель, а выход - со вторым входом первого компаратора. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Формула изобретения RU 2 215 908 C2

1. Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора ГТД самолета, включающее датчики температуры на входе в двигатель и частоты вращения ротора компрессора, подключенные последовательно первый арифметический блок и первый компаратор, датчик частоты вращения колеса шасси самолета, подключенные последовательно второй арифметический блок и второй компаратор, а также исполнительный блок клапанов перепуска воздуха первой и второй групп и клапаны перепуска воздуха первой и второй групп, отличающееся тем, что оно включает дополнительные датчик положения рычага управления двигателем, датчик положения механизации крыла самолета, датчик положения стояночного тормоза самолета, компаратор, логические блоки И и ИЛИ, при этом выходы дополнительных датчиков подключены к дополнительному компаратору, выход первого компаратора подключен к первому входу логического блока ИЛИ, а выход дополнительного компаратора подключен ко второму входу логического блока ИЛИ, выход логического блока ИЛИ подключен ко входу исполнительного блока клапана перепуска воздуха первой группы, выход которого одновременно соединен с клапаном перепуска воздуха первой группы и с первым входом логического блока И, причем выход второго компаратора соединен со вторым входом логического блока И, а выход его - со входом исполнительного блока клапана перепуска воздуха второй группы, соединенного с клапаном перепуска воздуха второй группы. 2. Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора ГТД самолета по п. 1, отличающееся тем, что оно дополнительно включает блок коррекции, вход которого соединен с выходом датчика температуры воздуха на входе в двигатель, а выход - со вторым входом первого компаратора.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2003 года RU2215908C2

УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ИЗ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА 1996
  • Анненков В.В.
  • Панков А.Г.
  • Савенков Ю.С.
  • Трубников Ю.А.
RU2109174C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕПУСКОМ ВОЗДУХА В КОМПРЕССОРЕ ДВУХВАЛЬНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 1995
  • Панков А.Г.
  • Савенков Ю.С.
  • Трубников Ю.А.
  • Кухорчук В.Г.
RU2098668C1
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ КОМПРЕССОРА ОТ ПОМПАЖА 1998
  • Шайхутдинов А.З.
  • Продовиков С.П.
  • Альтшуль С.Д.
  • Энтин В.Д.
RU2150611C1
Система противопомпажного управления компрессорной установкой 1991
  • Макаренко Владимир Николаевич
  • Мельниченко Ростислав Михайлович
SU1776886A1
БЕСЦЕНТРОВЫЙ ШЛИФОВАЛЬНЫЙ СТАНОК ПО ДЕРЕВУ 0
SU274341A1
DE 3805119 A1, 31.07.1990.

RU 2 215 908 C2

Авторы

Панков А.Г.

Полатиди С.Х.

Савенков Ю.С.

Саженков А.Н.

Трубников Ю.А.

Даты

2003-11-10Публикация

2001-12-06Подача