Что такое кпв на авиационном двигателе

Помпаж двигателя самолета. Рассказывает авиационный инженер

Что это такое и как с ним бороться? Теория этого процесса довольна сложна для понимания обычного человека и даже человека с техническим образованием, но она очень интересна, поэтому очень хочется рассказать максимально просто и доступно.

Помпа́ж — срывной режим работы авиационного ТРДД, нарушение газодинамической устойчивости его работы, сопровождающийся хлопками в воздухозаборнике из-за противотока газов, дымлением выхлопа двигателя, резким падением тяги и мощной вибрацией, которая способна разрушить двигатель.

Во время полета самолет может испытывать такое явление как помпаж, он может произойти как на пассажирских самолетах, так и на военных, но на военных, безусловно, он происходит гораздо чаще в силу особой маневренности самолета. На пассажирских самолетах он чаще происходит из-за погодных условий или попадания постороннего предмета в двигатель.

Рассмотрим небольшой пример.

В силу погодных условий или ошибки пилота расход воздуха через двигатель резко падает, скорость потока резко уменьшается и происходит его срыв с поверхности лопатки и турбализация , в итоге происходит некое запирание потока и дроссилизация ступени. Т.е. поток воздуха практически останавливается в компрессоре, но процессы во всем остальном двигателе продолжаются, поэтому резко возрастает температура газа за турбиной, возникает сильнейший тепловой удар, из-за которого могут рассыпаться лопатки турбины.

Источник

Что такое помпаж двигателя и чем он грозит самолёту? Отвечает авиатехник.

Здравствуйте, уважаемые читатели моего канала! В этой статье я расскажу вам о таком явлении, как помпаж двигателя самолёта.

Что же это такое? Давайте разбираться 🙂

Начнем с основного понятия. Под словом помпаж подразумевают особый режим работы двигателя, при котором нарушается газодинамическая устойчивость его работы. Если говорить простым языком — двигатель «срывается».

Обычно помпаж сопровождается громкими хлопками в газовоздушном тракте двигателя, падением тяги, вибрацией и даже извержением огня из сопла двигателя.

Все эти факторы в совокупности могут привести к разрушению двигателя прямо в полёте. Лопатки не выдерживают повышения температуры и буквально разваливаются.

Помпаж возникает из-за срыва воздушного потока, который попадает на лопатки рабочего колеса. Данный поток резко меняет свое направление, что приводит к появлению турбулентных завихрений в турбине. Таким образом, давление на входе в компрессор становится большим, чем на выходе.

На схеме выше вы можете заметить, как ведет себя воздух при изменении параметров.

Что может спровоцировать помпаж?

Ну тут всё просто: поток воздуха может сорваться с лопаток чаще всего из-за нарушения её геометрии. Например, попадание птицы или постороннего предмета в двигатель может привести к помпажу, ибо большинство лопаток будут погнутыми.

Также, на возникновение помпажа влияют и погодные условия. Например — сильный боковой ветер при запуске двигателя на аэродроме, низкое давление атмосферы при высокой температуре и т.д.

Как не допустить возникновение помпажа?

Есть несколько способов, которыми активно пользуются конструкторы во время сборки двигателей. Чтобы свести возникновение помпажа к минимуму, в современных двигателях применяют несколько соосных валов, которые не зависят друг от друга и имеют разные скорости вращения. Что это означает? А это означает то, что при возникновении срыва в одной части двигателя, другая часть может резко предотвратить это явление.

Помимо нескольких независимых валов, в самолёте используются различные клапаны перепуска воздуха (КПВ), которые также предотвращают возникновение помпажа. А ещё существуют поворотные лопатки, которые позволяют менять характер потока воздуха.

Клапан перепуска воздуха.

Даже если в полёте возникнет помпаж, пилоты об этом сразу узнают. К примеру, в кабинах большинства современных самолётов имеются специальные сигнализаторы помпажа. Работают они очень просто: во время возникновения большой скорости изменения давления за компрессором замыкаются контакты, которые выводят на табло индикатор с надписью «Помпаж».

Иногда в тяжелых случаях для предотвращения помпажа пилоты могут направить самолёт в пике. Сильный поток воздуха позволит избежать неприятных последствий для двигателя и выведет его из помпажа.

Если помпаж не удалось остановить — двигатель перестает работать. Тут я думаю объяснять не надо 🙂

А на этом всё! Спасибо всем, кто ставит лайки и подписывается на канал! Также хочу назвать имя победителя, который первым правильно прошел тест в одном из нарративов! Его зовут — Михаил Ушаков . Правильный ответ — 3 2 3 1! Поздравляем. Кто также ответил правильно — не расстраивайтесь, у вас ещё будет шанс победить 🙂

Источник

Что такое кпв на авиационном двигателе

Крупнокалиберный пулемёт Владимирова (КПВ, Индекс ГАУ — 56-П-562) — станковый пулемёт разработки С. В. Владимирова. Разработан в 1944 году, принят на вооружение в 1949 году. Удачно сочетает в себе скорострельность станкового пулемёта с бронебойностью противотанкового ружья и предназначен для борьбы с легкобронированными целями, огневыми средствами и живой силой противника, находящейся за лёгкими укрытиями, а также в качестве зенитного пулемёта. (с) — википедия.
http://liveguns.ru/f. uns/KPV/KPV.JPG
Прошло 5 лет между разработкой и принятием на вооружение этого, на мой взгляд, убер-девайса. Патрон вообще был разработан в 1938 году.http://img11.nnm.ru/. 619c5340298.jpg — обратите внимание на размер пули по сравнению с размером гильзы.
Я считаю, что данный пулемет крайне незаслуженно был обделен вниманием в авиации.
(кликабельно, показывает реальный вес и размеры пулемета)

Почему я считаю его «вундерваффе» ?

Дульная энергия — 20 кДж у дашек, ШВАКов 12,7 и прочего, калибра .50 (12,7 мм). У КПВ около 35кДж.
Бронепробиваемость — у .50 калибра — порядка 15-18мм, у ШВАКа 20мм — вообще ни о чем, у ВЯ-23 (основная артилерия Ил-10 и позднего Ил-2) — 25мм, у КПВ — 32мм (!).
Масса — ШВАК — 40 кг, КПВ — 50 кг, ВЯ-23 — 66 кг.
Только представте, пуля весом 65 грамм (стакан пломбира) чуть больше чем за 1 (одну!) секунду пролетает 1 километр !(начальная скорость полета пули — 1030 м/с)
Скорострельность чуть ниже — 550-600 против 700-800 у конкурентов.

Но его дикая бронепробиваемость, ставшая, например, причиной глобальных изменений в конструкции всех БМП стран НАТО, должна заслуживать внимания.

Так,например, несмотря на всю развитость отрасли, несмотря на всякие композиты, кевлары и керамики, до сих пор невозможно защитить автомобиль массой менее 15 тонн от огня КПВ.

Кстати, единственной автоматическое оружие, использующее химические боеприпасы.

КПВ в различных вариантах устанавливался на :

Почему, почему его не использовали в авиации? Вся эта хрень, типа бронеспинок, протектирования баков, бронестекол и прочие попытки защитить летающие девайсы нервно курили бы при использовании КПВ!

Читайте также:  Мазда 6 2 литра стук в двигателе

Давайте восстановим историчскую справедливость в этой игре ?
— внимательно смотрим на голову солдата http://cdn.forum.wor. fault/smile.gif

Источник

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 n порог к пр в зависимости от Т вх . 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

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.

Описание изобретения к патенту

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 n к , приведенной к полной температуре воздуха на входе в двигатель Т вх , а также по ряду других двигательных параметров и их производным.

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

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 (КПВ 1 ). В устройстве имеются дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор и вторая группа клапанов перепуска воздуха (КПВ 2 ). 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 КПВ 2 .

Известное устройство осуществляет измерение полной температуры воздуха на входе в двигатель Т вх , измерение частоты вращения ротора компрессора n к , определение приведенной частоты вращения ротора компрессора n к пр , сравнение n к пр с пороговым значением n порог к пр , закрытие КПВ 1 при n к пр >n порог к пр . Закрытие КПВ 2 осуществляется при V c >V c порог , где V c порог — 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 n к пр порог к пр , при этом закрытие клапанов перепуска воздуха КПВ 1 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 n к пр , либо блока, в котором осуществляется сравнение величины n к пр с величиной n порог к пр , сигнал на закрытие KПB 1 не будет формироваться, что также приведет к недобору тяги двигателя.

Негативным последствием открытого положения KПB 1 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 КПВ 2 , когда V c >V c порог , при открытых КПВ 1 при условии n к пр порог к пр . 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 n порог к пр в зависимости от Т вх . 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 Т вх .

Блок 2 — датчик частоты вращения ротора компрессора n к .

Блок 3 — арифметический блок, определяющий величину приведенной частоты вращения ротора компрессора n к пр по формуле
Блок 4 — первый компаратор, в котором осуществляется сравнение текущего значения n к пр с его пороговым значением n порог к пр . Параметр n порог к пр — величина постоянная и для каждого типа двигателя имеет свое фиксированное значение (например, для двухконтурного двухвального авиационного двигателя ПС-90А значение n порог к пр = 11350 об/мин). При n к пр >n порог к пр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие клапанов перепуска KПB 1 . Выход блока 4 соединен с первым входом блока 9.

Блок 5 — датчик положения рычага управления двигателем руд .
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 руд с его пороговым значением порог руд , а также оценивает выходные сигналы блоков 6 и 7.

При значении руд > порог руд 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 порог руд выбирают равным значению руд для номинального режима работы двигателя.

Сигнал о включении блокировки взлетного режима с выхода блока 8 используется как второй логический сигнал на закрытие КПВ 1 . 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 КПВ 1 при наличии на любом из входов блока 9 хотя бы одного логического сигнала на закрытие KПB 1 с блоков 4 или 8.

Блок 10 — исполнительный блок KПB 1 . 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 КПВ 2 ).

Блок 11 — первая группа клапанов перепуска воздуха (KПB 1 ).

Блок 12 — датчик частоты вращения колеса шасси самолета n ш .

Блок 13 — арифметический блок, который по параметру n ш на основе ранее заданной зависимости V c =f(n ш ) вычисляет текущую скорость движения самолета V с .

Блок 14 — второй компаратор, осуществляющий сравнение величины V c с пороговым значением V c порог . При V c >V c порог на выходе блока 14 формируется второй логический сигнал на закрытие КПВ 2 , 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 КПВ 2 при одновременном наличии на обоих входах блока 15 первого и второго логических сигналов на закрытие КПВ 2 .

Блок 16 — исполнительный блок КПВ 2 .

Блок 17 — вторая группа клапанов перепуска воздуха (КПВ 2 ).

Блок 18 — блок коррекции, определяющий величину n порог к пр на основании ранее установленной зависимости n порог к пр =f(T вх ), сигнал с которого поступает на вход блока 4.

На фиг. 2 показаны графики зависимости n порог к пр =f(T вх ) для устройства-прототипа (а) и для заявляемого устройства (б). По графику б), начиная с некоторой величины Т вх наблюдается уменьшение значений n порог к пр , в то время как для прототипа этот параметр является постоянной величиной, не зависящей от Т вх . Причем градиент уменьшения n порог к пр , как и величина Т вх , при превышении которой начинается уменьшение величины n порог к пр , 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 n порог к пр в зависимости от Т вх . С выхода блока 1 на вход блока 18 поступает сигнал о величине Т вх , а выходной сигнал блока 18 о величине n порог к пр поступает на вход блока 4.

Работа заявляемого устройства при взлетном режиме осуществляется следующим образом.

Исходное положение: самолет стоит на исполнительном старте (V c = 0 км/час), стояночный тормоз включен, предкрылки в выдвинутом состоянии (конфигурация крыла взлетная), двигатель работает на малом газе (n к пр порог к пр ), контакты блока 6 замкнуты, следовательно, KПB 1 и КПВ 2 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 n к и, следовательно, n к пр . При n к пр >n порог к пр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие КПВ 1 , который через логический блок 9, работающий по логике ИЛИ, и исполнительный блок 10 обеспечивает закрытие KПB 1 . Перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный контур через KПB 1 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 КПВ 2 .

После достижения скорости самолета V c >V с порог на выходе блока 14 формируется второй логический сигнал на закрытие КПВ 2 , который поступает на второй вход блока 15. При одновременном наличии на обоих входах блока 15 первого и второго логических сигналов на закрытие КПВ 2 на выходе блока 15 формируется управляющий сигнал на закрытие КПВ 2 .

Управляющий сигнал на закрытие КПВ 2 поступает на исполнительный блок 16 КПВ 2 , обеспечивая тем самым включение КПВ 2 (но только после включения KПB 1 ). Перепуск воздуха из внутреннего контура в наружный контур через КПВ 2 прекращается и происходит дополнительное увеличение тяги двигателя.

При разбеге самолета ( руд > порог руд , предкрылки в выдвинутом состоянии, стояночный тормоз самолета отключен) на выходе блока 8 формируется второй логический сигнал на закрытие KПB 1 . Этот сигнал поступает на второй вход логического блока 9, работающего по схеме ИЛИ, т.е. на выходе блока 9 формируется сигнал на закрытие KПB 1 независимо от наличия первого логического сигнала на закрытие KПB 1 из блока 4.

Наличие второго логического сигнала на закрытие KПB 1 на выходе блока 8 позволяет надежно обеспечить включение и необходимую работу KПB 1 и КПВ 2 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 KПB 1 снимается. Далее, если n к пр >n порог к пр , то KПB 1 и КПВ 2 закрыты, и полет продолжается без каких-либо ограничений. В противном случае (n к пр порог к пр ) KПB 1 и КПВ 2 открываются. Решение о дальнейшем продолжении полета принимает экипаж.

В случае подключения блока 18 в блоке 4 осуществляют сравнение n к пр с откорректированной величиной n порог к пр . При n к пр >n порог к пр на выходе блока 4 формируется первый логический сигнал на закрытие KПB 1 . 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 Т н >30. 35 o С, включении системы защиты турбины от перегрева, n к пр порог к пр ) устройство обеспечило не только точное и надежное закрытие KПB 1 и КПВ 2 в условиях взлета самолета, но и частичное увеличение n к за счет уменьшения влияния системы защиты турбины от перегрева из-за понижения температуры газов на входе в турбину после закрытия KПB 1 и КПВ 2 .

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.

Источник

Adblock
detector
Классы МПК: F04D27/02 способы и устройства для устранения помпажа
Автор(ы): Панков А.Г. , Полатиди С.Х. , Савенков Ю.С. , Саженков А.Н. , Трубников Ю.А.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество «Авиадвигатель»
Приоритеты: