Система управления газотурбинным двигателем

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в состав гидромеханической части системы вводится регулятор давления топлива (РДТ), выполненный в виде штока с ползушкой и задающей пружиной, размещенных внутри двухпоршневого механизма (ДМ), командная полость РДТ соединена через отверстие в штоке с магистралью подачи топлива на вход в распределительный механизм топлива РТ, причем внутренняя полость ДМ соединена через золотник отключения (ЗО) с магистралью подачи топлива на вход в насос высокого давления НВД и с командной полостью запорно-дренажного клапана ЗДК, командная полость ЗО соединена с селектором, первая наружная полость ДМ соединена через дроссельный пакет с командной полостью ЗДК, а вторая - с магистралью подачи топлива на вход в РТ. Технический результат изобретения - повышение эксплуатационной надежности СУ и, как следствие, повышение боеспособности ЛА за счет обеспечения запуска двигателя и возможности вылета самолета при отказе ЭР. 1 ил.

 

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

Известна система управления ГТД, реализованная в виде электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа [1]. Система, в которой с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.

Недостатком известной системы является ее низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является электронно-гидромеханическая САУ двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку (СУ) самолета Ил-114 [2].

САУ включает в себя последовательно соединенные блок датчиков (БД) параметров двигателя и режимов работы, электронный регулятор (ЭР), блок исполнительных механизмов (ИМ), гидромеханическую часть, содержащую последовательно соединенные топливный насос высокого давления (НВД), дозатор топлива (ДТ), распределительный механизм топлива (РТ) по коллекторам камеры сгорания (КС) двигателя и два запорно-дренажных клапана (ЗДК), командная полость ДТ через селектор соединена с ИМ ЭР и выходом резервного гидромеханического регулятора (ГМР), управляемый вход селектора соединен с выходом блока встроенного контроля (БВК) ЭР, вход ГМР подключен к рычагу управления двигателем (РУД) и датчику давления воздуха на входе в двигатель, механизм останова двигателя (КО), вход которого соединен с рычагом останова двигателя (РОД), а выход - с командной полостью ЗДК.

Недостатком этой системы является следующее.

С целью минимизации функций ГМР из перечня функций, им выполняемых, исключена функция управления расходом топлива на запуске двигателя. Это приводит при отказе ЭР к невозможности запуска двигателя и срыву вылета самолета, т.е. снижает эксплуатационную надежность СУ. Для самолетов (ЛА) военной авиации это неприемлемо.

Целью изобретения является повышение эксплуатационной надежности СУ и, как следствие, повышение боеспособности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что дополнительно в состав гидромеханической части системы вводится регулятор давления топлива (РДТ), выполненный в виде штока с ползушкой и задающей пружиной, размещенных внутри двухпоршневого механизма (ДМ), командная полость РДТ соединена через отверстие в штоке с магистралью подачи топлива на вход в РТ, причем внутренняя полость ДМ соединена через золотник отключения (3О) с магистралью подачи топлива на вход в НВД и с командной полостью ЗДК, командная полость 3О соединена с селектором, первая наружная полость ДМ соединена через дроссельный пакет с командной полостью ЗДК, а вторая - с магистралью подачи топлива на вход в РТ.

На чертеже представлена схема заявляемой системы.

Система содержит последовательно соединенные БД 1, ЭР 2, ИМ 3, гидромеханическую часть 4, содержащую последовательно соединенные НВД 5, ДТ 6, РТ 7, ЗДК 8 и 9, командная полость ДТ 6 через селектор 10 соединена с ИМ 3 и выходом ГМР 11, управляемый вход селектора 10 соединен с выходом БВК 12 ЭР 2, вход ГМР 11 подключен к РУД 13 и датчику 14 давления воздуха на входе в двигатель, КО 15, вход которого соединен с РОД 16, а выход - с управляемыми полостями ЗДК 8 и 9, РДТ 17, выполненный в виде штока 18 с ползушкой 19 и задающей пружиной 20, размещенных внутри ДМ 21, причем внутренняя полость ДМ 21 соединена через 3О 23 с магистралью подачи топлива на вход в НВД 5 и с управляемыми полостями ЗДК 8 и 9, управляемая полость 3О 23 гидравлически соединена с селектором 10, первая наружная полость 24 ДМ 21 соединена через дроссельный пакет 25 с управляемыми полостями ЗДК 8 и 9, вторая наружная полость 26 - с магистралью подачи топлива на вход в РТ 7, управляемая полость РДТ 17 соединена через отверстие 22 в штоке 18 с полостью 26.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, [3]) формирует управляющее воздействие на ИМ 3.

Работоспособность ЭР 2 оценивается БВК 12 по известным принципам (см., например, [4]).

При исправном ЭР 2 от селектора 10 в управляемую полость 3О 26 поступает топливо под высоким давлением, 3О 26 отсоединяет внутреннюю полость ДМ 22 от магистрали подачи топлива на вход в НВД 5 и соединяет с управляемыми полостями ЗДК 8 и 9 (т.е. фактически с топливной магистралью на выходе НВД 5). Т.о. РДТ 18 выключен из работы, и величину расхода топлива, поступающего в камеру сгорания (КС) двигателя, определяет только ДТ 6 в соответствии с командами ЭР 2.

При перемещении РОД 16 в положение «останов» управляемые полости ЗДК 8 и 9 соединяются с магистралью подачи топлива на вход в НВД 5. Это обеспечивает прекращение подачи топлива в КС. При этом ДМ 22 под действием пружины 21 РДТ 18 и давления топлива перед РТ 7 перемещается в положение, соответствующее началу запуска двигателя. Таким образом обеспечивается не только перевод всех элементов РДТ 18 в исходное положение, но и предотвращается «затирание» подвижных элементов, вызываемое явлением облитерации.

При работе ГМР 11 на режиме запуска двигателя предлагаемая система работает следующим образом.

После начала запуска двигателя (кнопка «Запуск» нажата, стартер раскручивает ротор двигателя) появляется давление топлива на выходе НВД 5 (он работает от коробки приводов двигателя). При этом ДТ 6 по команде ГМР 11 устанавливается в положение, соответствующее расходу топлива на режиме «малый газ» (от РУД 13) с учетом давления воздуха на входе в двигатель (от датчика 14).

РОД 16 находится в положении «Останов». Командные полости ЗДК 8 и 9 и первая наружная полость 24 ДМ 21 соединены с магистралью подачи топлива на вход в НВД 5. Вследствие этого топливо не поступает в двигатель, а ДМ 21 остается в положении, соответствующем началу запуска.

Селектор 10 в соответствии с командой БВК 12 ЭР 2 находится в положении, когда командная полость ЗО 23 соединена с магистралью подачи топлива на вход в НВД 5. ЗО 23 соединяет внутреннюю полость ДМ 21 с магистралью подачи топлива на вход в НВД 5. При этом РДТ 17, сливая часть топлива из магистрали на входе в РТ 7, обеспечивает давление топлива на входе в РТ 7, соответствующее началу запуска.

При раскрутке ротора двигателя стартером до частоты вращения розжига КС пилот переводит РОД 16 в положение «Работа». При этом в командных полостях ЗДК 8 и 9 появляется топливо высокого давления из-за НВД 5, и ЗДК 8 и 9 открывают подачу топлива в КС. ДМ 21 начинает перемещаться из положения «начало запуска» в положение, соответствующее окончанию запуска: его первая наружная полость 24 соединена через дроссельный пакет 25 с командными полостями ЗДК 8 и 9, т.е. с топливной магистралью на выходе НВД 5, а вторая наружная полость 26 ДМ 21 соединена с магистралью подачи топлива на вход в РТ7, ДМ 21 перемещается под действием разницы давлений топлива, величина которой соответствует перепаду на ДТ 6.

Перемещение ДМ 21 изменяет затяжку пружины 20, увеличивая настройку РДТ 17. РДТ 17 для поддержания более высокого давления топлива уменьшает ползушкой 19 величину слива дозированного топлива, постепенно увеличивая во времени расход топлива в КС. Величина проливки дроссельного пакета 25 в сочетании с объемом полости 24 определяет время перекладки ДМ 21, т.е. время запуска двигателя.

В конце запуска двигателя РДТ 17 выйдет на режим, когда величина давления топлива, определяемая положением ДТ 6, будет меньше, чем требует пружина 20. Ползушка 19 прекратит слив топлива из магистрали перед РТ 7. После этого величина расхода топлива в двигатель будет определяться ГМР 11.

Дальнейшее перемещение ДМ 21 под действием перепада давлений на ДТ 6 приведет к перекрытию отверстия 22. При этом РДТ 17 выключится из работы до следующего запуска двигателя.

Таким образом, при отказе ЭР обеспечивается запуск двигателя и возможность вылета самолета. Это повышает эксплуатационную надежность СУ и, как следствие, повышение боеспособности ЛА.

Источники информации

1. Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М., Транспорт, 1976 г.

2. «Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я.Климова, Ленинград, 1988 г.

3. Шляхтенко С.М. Теория авиационных ВРД. М., Машиностроение, 1974 г.

4. Васильев В.И. Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1989 г.

Система автоматического управления ГТД, содержащая последовательно соединенные блок датчиков (БД) параметров двигателя и режимов работы, электронный регулятор (ЭР), блок исполнительных механизмов (ИМ), гидромеханическую часть, содержащую последовательно соединенные топливный насос высокого давления (НВД), дозатор топлива (ДТ), распределительный механизм топлива (РТ) по коллекторам камеры сгорания двигателя и два запорно-дренажных клапана (ЗДК), командная полость ДТ через селектор соединена с ИМ ЭР и выходом резервного гидромеханического регулятора (ГМР), управляемый вход селектора соединен с выходом блока встроенного контроля (БВК) ЭР, вход ГМР подключен к рычагу управления двигателем (РУД) и датчику давления воздуха на входе в двигатель, механизм останова двигателя (КО), вход которого соединен с рычагом останова двигателя (РОД), а выход - с командной полостью ЗДК, отличающаяся тем, что дополнительно в состав гидромеханической части системы вводится регулятор давления топлива (РДТ), выполненный в виде штока с ползушкой и задающей пружиной, размещенных внутри двухпоршневого механизма (ДМ), командная полость РДТ соединена через отверстие в штоке с магистралью подачи топлива на вход в РТ, причем внутрення полость ДМ соединена через золотник отключения (ЗО) с магистралью подачи топлива на вход в НВД и с командной полостью ЗДК, командная полость ЗО соединена с селектором, первая наружная полость ДМ соединена через дроссельный пакет с командной полостью ЗДК, а вторая - с магистралью подачи топлива на вход в РТ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности, к устройствам, обеспечивающим подвод топлива к коллекторам и продувку коллекторов камеры сгорания ГТД.

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных установок. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области управления подачей топлива в газотурбинные двигатели. .

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях. .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к системам автоматического управления газотурбинными двигателями (САУ ГТД). .

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

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования (CAP) газотурбинного двигателя (ГТД). .

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

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

Изобретение относится к теплоэнергетике

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования (CAP) газотурбинного двигателя (ГТД)

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования (CAP) газотурбинного двигателя (ГТД)

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

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками (СУ)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД)

Изобретение относится к автоматическому управлению газотурбинными двигателями (ГТД), в частности к автоматическому управлению двухвальными двухконтурными турбореактивными двигателями на динамических режимах

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД

Наверх