Система управления тягой газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам управления тягой газотурбинных двигателей летательных аппаратов. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования. Сущность изобретения заключается в наличии в системе блока измерения тяги двух лазерных анемометров, один из которых измеряет скорость истечения газов из сопла двигателя, а второй - скорость полета. Микропроцессор с блоком памяти рассчитывает значение тяги по формуле R=f(G_в, c_c, V_п). Система управления тягой газотурбинного двигателя содержит блок измерения тяги, блок дозирования топлива, сумматор, анемометр для измерения скорости истечения газов из сопла двигателя, анемометр для измерения скорости полета, микропроцессор с блоком памяти. 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам управления тягой газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов (ЛА).

Известно устройство, реализующее способ регулирования авиационного турбовинтового двигателя (RU 2023897 от 10.11.1994), содержащее регулятор расхода топлива, регулятор частоты вращения, два исполнительных механизма, датчик значения частоты вращения ротора, датчик значения тяги, элементы сравнения, сумматор, датчик значений текущего расхода топлива и блок оптимизации.

Недостатком описанного устройства является то, что управление тягой в описанной системе осуществляется косвенно за счет поддержания заданными других параметров двигателя, что не обеспечивает требуемой точности управления тягой в широком диапазоне изменения условий полета и режимов работы двигателя.

Технической задачей заявляемого устройства является повышение точности управления двигателем по тяге.

Решение технической задачи изобретения состоит в том, что в системе управления тягой газотурбинного двигателя, содержащей блок измерения тяги, блок дозирования топлива и сумматор, блок измерения тяги содержит два лазерных анемометра и микропроцессор с блоком памяти, при этом один анемометр измеряет скорость истечения (струи) газов из сопла двигателя, а с помощью второго анемометра измеряют скорость полета, микропроцессор вычисляет величину тяги по формуле R=f(G_B, с_с, V_п), где G_B - расход воздуха через двигатель, с_с - скорость истечения газов из сопла двигателя, V_п - скорость полета самолета.

Измерение скорости струи газов описано, см. Клочков В.П., Козлов Л.Ф., Потыкевич И.В., Соскин М.С. Лазерная анемометрия, дистанционная спектроскопия и интерферометрия. Киев. Наукова думка, 1985. с.21-22, 415, 419.

Техническим результатом изобретения является повышение точности регулирования, причем повышение точности поддержания тяги за счет ее измерения стало возможным благодаря применению в системе управления тягой газотурбинного двигателя блока измерения тяги, содержащего два лазерных анемометра, измеряющих скорость газового потока бесконтактным методом.

На чертеже представлена структурная схема системы управления тягой газотурбинного двигателя.

Система управления тягой газотурбинного двигателя содержит блок 1 измерения тяги, блок 2 дозирования топлива и сумматор 3, при этом блок 1 измерения тяги содержит два лазерных анемометра (4 и 5) и микропроцессор 6 с блоком памяти, при этом один анемометр 4 измеряет скорость истечения газов из сопла двигателя, а с помощью второго анемометра 5 измеряют скорость полета, микропроцессор вычисляет величину тяги по формуле R=f(G_B, с_с, V_п), где G_в - расход воздуха через двигатель, с_с - скорость истечения газов из сопла двигателя, V_п - скорость полета самолета.

Система работает следующим образом.

В зависимости от заданного режима полета самолета (высота и скорость полета) на первом входе сумматора 3 формируется требуемое значение тяги двигателя R_зад. Одновременно в блоке 1 измерения тяги происходит определение фактической величины текущего значении тяги R_тек двигателя по формуле R= G_B(с_с-V_п), где G_в - расход воздуха через двигатель, с_c - скорость истечения газов из сопла двигателя, V_п - скорость полета самолета, см. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. А.В.Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987, с.48. Значения скоростей с_с и V_п определяют с помощью лазерных анемометров, см. Клочков В.П., Козлов Л.Ф., Потыкевич И.В., Соскин М.С. Лазерная анемометрия, дистанционная спектроскопия и интерферометрия. Киев. Наукова думка, 1985, с.21-22, 415, 419. Значение G_в определяется через частоту вращения турбины, см. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. А.В.Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987, с.219 и Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей: Учебник по специальности «Авиационные двигатели», 3-е изд. перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1988. С.9.

Если заданное значение тяги R_зад не соответствует текущему значению тяги R_тек, то в сумматоре 3 формируется сигнал ΔR=R_зад-R_тек, не равный нулю. В соответствии с полученным сигналом управления ΔR блок 2 дозирования топлива изменяет расход топлива в ГТД.

Изменение расхода топлива вызывает изменение параметров двигателя. Этот процесс продолжается до тех пор, пока не выполнится равенство R_зад=R_тек.

Предложенная система для управления газотурбинным двигателем по тяге может быть легко реализована с помощью бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ).

Система управления тягой газотурбинного двигателя, содержащая блок измерения тяги, блок дозирования топлива и сумматор, отличающаяся тем, что блок измерения тяги содержит два лазерных анемометра и микропроцессор с блоком памяти, при этом один анемометр измеряет скорость истечения газов из сопла двигателя, а с помощью второго анемометра измеряют скорость полета, микропроцессор вычисляет тягу по формуле R=f(G_в, с_с, V_п), где G_в - расход воздуха через двигатель, с_c - скорость истечения газов из сопла двигателя, V_п - скорость полета самолета.