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.

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 (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 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 КПВ₁ при n_{к пр}>n^порог _{к пр}. Закрытие КПВ₂ 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}<n _{к пр}, 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 n_{к пр}, либо блока, в котором осуществляется сравнение величины n_{к пр} с величиной n^порог _{к пр}, 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 V_c>V_c ^порог, при открытых КПВ₁ при условии n_{к пр}<n _{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 KПB₁. Выход блока 4 соединен с первым входом блока 9.

Блок 5 - датчик положения рычага управления двигателем α_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 α_руд с его пороговым значением α^порог_руд, а также оценивает выходные сигналы блоков 6 и 7.

При значении α_руд>α^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 α^порог_руд выбирают равным значению α_руд 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 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 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 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}<n _{к пр}), 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 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 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 V_c>V_с ^порог 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 (α_руд>α^порог_руд, 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 n_{к пр}>n^порог _{к пр}, то KПB₁ и КПВ₂ закрыты, и полет продолжается без каких-либо ограничений. В противном случае (n_{к пр}<n _{к пр}) KПB₁ и КПВ₂ 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 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 Т_н>30...35^oС, включении системы защиты турбины от перегрева, n_{к пр}<n _{к пр}) устройство обеспечило не только точное и надежное закрытие KПB₁ и КПВ₂ 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 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.

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.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

QZ4A - Регистрация изменений (дополнений) лицензионного договора на использование изобретения

Лицензиар(ы): Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"

Вид лицензии*: НИЛ

Лицензиат(ы): Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод"

Характер внесенных изменений (дополнений):Из предмета договора №РД0004722 исключены патенты на изобретения №№ 2187023, 2193678, 2198311, 2199680, 2204723, 2211337, 2220285, 2225945, 2227232, 2230195. Изменены порядок оплаты и размер вознаграждения.

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 06.12.2005 № РД0004722

Извещение опубликовано: 27.08.2010        БИ: 24/2010

* ИЛ - исключительная лицензия НИЛ - неисключительная лицензия