Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным двигателем

Изобретение относится к электронным системам управления газотурбинным авиадвигателем, осуществляющим регулирование расхода топлива в камеру сгорания и управление проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя. Технический результат: повышение надежности электронной системы управления, уменьшение количества и массы кабелей и электрических соединителей, упрощение «обвязки» газотурбинного авиадвигателя и снижение затрат на его техническое обслуживание. Система снабжена комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводным рычагом управления, беспроводным пультом управления и индикации, радиомодулем приема и диспетчеризации информации, узлом комплексирования информации, блоком вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатором состояния и замещения информации, радиомодулем передачи информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации. 2 ил.

 

Изобретение относится к электронным системам управления газотурбинным авиадвигателем, осуществляющим регулирование расхода топлива в камеру сгорания и управление проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя.

Электронные системы управления газотурбинных авиадвигателей являются развитыми информационно-управляющими системами, имеющими большое количество датчиков различных типов. Это датчики частоты вращения роторов авиадвигателя, датчики, измеряющие температуру и давление на входе авиадвигателя и в его газодинамическом тракте, датчики углового и линейного перемещения исполнительных механизмов и устройств авиадвигателя, датчики температуры и расхода топлива и другие типы датчиков.

Подключение к системе такого большого количества датчиков, которые имеют информационные линии связи и цепи питания, осуществляется через соответствующие электрические соединители и кабели. При этом кабели, как правило, защищены металлическими экранами. Для повышения надежности работы электронных систем управления многие датчики имеют резервирование, что приводит к увеличению массы кабелей. Масса этих кабелей может составлять до 20…30% от всей массы электронной системы управления газотурбинным авиадвигателем. Статистика показывает, что одной из основных причин отказов электронных систем управления являются отказы, связанные с повреждениями в эксплуатации электрических соединителей. Общее количество штырьков в этих соединителях может достигать нескольких сотен. Отказы в электрических соединителях составляют до 40% всех отказов электронных систем управления газотурбинных авиадвигателей. Кроме этого, такие громоздкие и разветвленные кабели затрудняют компоновку «обвязки» газотурбинного авиадвигателя и его техническое обслуживание.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятому за прототип является электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, приведенная в экспресс-информации «Авиастроение», Москва, ВИНИТИ, 1984, №17, стр.24-26, рис.5.

Основными недостатками данной системы являются тяжелые и громоздкие кабели, затрудняющие компоновку «обвязки» газотурбинного авиадвигателя, наличие большого числа электрических соединителей, приводящих к снижению надежности системы в эксплуатации, и сложность технического обслуживания и модернизации электронной системы автоматического управления газотурбинным авиадвигателем с такими разветвленными и сложными кабелями.

Задачей заявляемого технического решения является повышение надежности электронной системы управления газотурбинным двигателем, уменьшение количества и массы кабелей системы управления, упрощение «обвязки» газотурбинного авиадвигателя и снижение затрат на его техническое обслуживание.

Технический результат достигается в заявляемой беспроводной отказоустойчивой электронной системе управления газотурбинным авиадвигателем, включающей цифровой блок управления, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта газотурбинного авиадвигателя и электромагнитные клапаны, комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя, беспроводных элементов управления и блока вычисления эталонных значений параметров газотурбинного авиадвигателя по математической модели, работающей в реальном масштабе времени.

Для этого беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, включающая цифровой блок управления, радиомодуль передачи информации, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны, дополнительно снабжена комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводным рычагом управления, беспроводным пультом управления и индикации, радиомодулем приема и диспетчеризации информации, узлом комплексирования информации, блоком вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатором состояния и замещения информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации и, один выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации, а другие выходы цифрового блока управления соединены с исполнительным механизмом регулирования расхода топлива, устройством управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и с электромагнитными клапанами.

В комплект беспроводных интеллектуальных датчиков входят датчики температуры и давления на входе в авиадвигатель, датчики частоты вращения компрессоров низкого и высокого давлений, датчик давления за компрессором, датчик температуры газа за турбиной, датчик положения устройства управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, датчик положения исполнительного механизма регулирования расхода топлива и др. Эти беспроводные интеллектуальные датчики указанных параметров авиадвигателя содержат чувствительный элемент, микроконтроллер, радиоканал, аккумуляторный элемент и микроэлектрогенератор. Беспроводные интеллектуальные датчики реализуются на базе высокотемпературной микроэлектроники, работающей при температуре окружающей среды от минус 60°С до плюс 150°С. Чувствительный элемент преобразует измеряемый физический параметр (температура, давление, частота вращения, угловое или линейное перемещение исполнительного устройства и т.п.) в электрический сигнал. Беспроводной интеллектуальный датчик может иметь один или несколько чувствительных элементов, измеряющих различные физические параметры. Микроконтроллер осуществляет обработку, фильтрацию и кодирование измеренного чувствительный элемент электрического сигнала, а также контроль работы беспроводного интеллектуального датчика. Сформированные и закодированные в цифровую форму сигналы о соответствующих параметрах авиадвигателя с комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков передаются по радиоканалам в беспроводной модуль приема и диспетчеризации информации.

Комплект беспроводных интеллектуальных датчиков располагают на авиадвигателе. Питание беспроводных интеллектуальных датчиков осуществляется от встроенных в них аккумуляторных элементов. Подзарядка аккумуляторных элементов осуществляется от микроэлектрогенераторов. В зависимости от типа беспроводного интеллектуального датчика и его расположения на авиадвигателе могут применятся различные микроэлектрогенераторы. Например, термоэлектрогенератор, преобразующий температурный перепад, существующих в различных зонах двигателя, в электрическую энергию, виброэлектрогенератор, преобразующий энергию вибрации двигателя в электрическую энергию, и другие типы микроэлектрогенераторов. При этом беспроводный интеллектуальный датчик может находиться или в режиме ожидания, когда его потребление минимально и питание осуществляется от встроенного в него аккумуляторного элемента, или в активном режиме, когда работающий авиадвигатель обеспечивает за счет работы микроэлектрогенератора подзарядку встроенного аккумуляторного элемента. Перевод беспроводных интеллектуальных датчиков в активной режим осуществляется по команде, передаваемой модулем приема и диспетчеризации информации по радиоканалам.

Остальные элементы беспроводной отказоустойчивой электронной системы управления газотурбинным авиадвигателем: беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, цифровой блок управления, радиомодуль передачи информации, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны - запитываются от бортовой электросети.

Беспроводной рычаг управления авиадвигателем имеет датчик перемещения, формирующий электрический сигнал, соответствующий требуемому режиму работы авиадвигателя. Этот сигнал обрабатывается микроконтроллером и в цифровой форме по радиоканалу передается в радиомодуль приема и диспетчеризации информации. Радиоканал может быть дублирован для обеспечения надежности. Частоты в дублированном радиоканале должны отличаться для обеспечения достоверности передаваемой информации.

Радиосигналы с беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя и беспроводных элементов управления поступают на модуль приема информации, где осуществляется диспетчеризация информационного потока в зависимости от приоритета каждого параметра и реальной скорости его изменения. Например, давление за компрессором имеет высший приоритет в потоке передаваемой информации, а температура на входе в авиадвигатель, изменяющаяся с небольшой скоростью, может иметь низший приоритет. Беспроводный модуль приема и диспетчеризации информации построен на базе специального микроконтроллера (например, Дитор Кохц. PIC микроконтроллеры, Киев, МК-Пресс, 2006, с.13-25) и ряда приемопередающих радиоканалов и включается при подаче электропитания от бортовой сети. При этом формируются и передаются команды на перевод беспроводных интеллектуальных датчиков в активный режим.

Из полученного информационного потока в узле комплексирования информации формируются два комплекса параметров:

- первый комплекс параметров включает регулирующие воздействия (положение исполнительного механизма регулирования расхода топлива и положение устройства управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя) и внешние возмущения (температура и давление на входе в авиадвигатель);

- второй комплекс параметров включает параметры, измеряемые в газодинамическом тракте авиадвигателя.

Информация о внешних воздействиях (температура и давление) на входе в авиадвигатель поступает по радиоканалам, которые могут быть дублированы и работать на разных частотах. С помощью бортовой математической модели авиадвигателя, работающей в реальном масштабе времени, в соответствии с первым комплексом параметров расчетным путем определяются эталонные значения параметров, входящих во второй комплекс. Эти эталонные значения позволяют контролировать достоверность информационного потока, поступающего по радиоканалам от беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, выявлять отказавшие каналы или работающие со сбоями и осуществлять замещение информации от этих каналов на информацию, получаемую расчетным путем. Бортовая математическая модель авиадвигателя, работающая в реальном масштабе времени, может быть реализована в виде, например, специального микроконтроллера, обеспечивающего быстродействие 20-40 млн. коротких операций в секунду.

Сформированная таким образом информация поступает на цифровой блок управления авиадвигателя, где в соответствии с программами и алгоритмами управления формируются сигналы на исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и его электромагнитные клапаны. Цифровой блок управления и исполнительные устройства и механизмы, имеющие значительное электропотребление, запитываются от бортовой электросети. Информация о параметрах авиадвигателя с цифрового блока управления через беспроводный модуль передачи информации поступает в кабину летательного аппарата на беспроводный пульт управления и индикации.

На фиг.1 схематично изображена заявленная беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем.

На фиг.2 показан вариант размещения на газотурбинном авиадвигателе комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков с встроенными микроэлектрогенераторами.

Комплект на фиг.2 включает следующие беспроводные интеллектуальные датчики - температуры (Твх) и давления (Рвх) на входе в авиадвигатель, частоты вращения компрессоров низкого (N1) и высокого (N2) давлений, давления (Рк) за компрессором, температуры газа (Тг) за турбиной, положения (φуу) устройства управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и положения (Хим) исполнительного механизма регулирования расхода топлива.

Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, схема которой изображена на фиг.1, содержит комплект 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводной рычаг 2 управления, беспроводной пульт 3 управления и индикации, радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, узел 5 комплексирования информации, блок 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор 7 состояния и замещения информации, цифровой блок 8 управления, радиомодуль 9 передачи информации, исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны 12.

При этом выходы комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага 2 управления и беспроводного пульта 3 управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля 4 приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом 5 комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора 7 состояния и замещения информации, а другой выход узла 5 комплексирования информации через блок 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора 7 состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком 8 управления, выход которого подключен к радиомодулю 9 передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации, а другие выходы цифрового блока 8 управления соединены с исполнительным механизмом 10 регулирования расхода топлива, устройством 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитными клапанами 12.

Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем работает следующим образом.

При подаче бортового электропитания на цифровой блок 8 управления, беспроводный рычаг 2 управления и беспроводный пульт 3 управления и индикации подается команда с цифрового блока 8 управления на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, который переводит комплект 1 беспроводных интеллектуальных датчиков из режима ожидания в активный режим.

Вариант расположения комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя показан на фиг.2. Сигналы с комплекта 1 беспроводных датчиков передаются по радиоканалам на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации. В соответствии с режимом работы двигателя, заданным беспроводным рычагом 2 управления, формируется сигнал, передаваемый по радиоканалу на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, где осуществляется диспетчеризация информационного потока в зависимости от приоритета каждого параметра и реальной скорости его изменения.

Из полученного информационного потока в узле 5 комплексирования информации формируются два комплекса параметров: первый комплекс параметров включает регулирующие воздействия и внешние возмущения, действующие на авиадвигатель, а второй комплекс - параметры, измеряемые в газодинамическом тракте авиадвигателя. В блоке 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя на основе бортовой математической модели авиадвигателя, работающей в реальном масштабе времени, в соответствии с первым комплексом параметров расчетным путем определяются эталонные значения параметров, соответствующих второму комплексу параметров. Эти эталонные значения позволяют контролировать достоверность информационного потока, поступающего по радиоканалам от комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков, выявлять отказавшие каналы или работающие со сбоями и осуществлять замещение информации от этих каналов на информацию, получаемую расчетным путем в блоке 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя.

Сформированная таким образом информация поступает на цифровой блок 8 управления авиадвигателя, где в соответствии с программами и алгоритмами управления формируются сигналы на исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны 12. Цифровой блок 8 управления, исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны 12, имеющие значительное электропотребление, запитываются от бортовой электросети. Информация о параметрах авиадвигателя с цифрового блока 8 управления через радиомодуль 9 передачи информации поступает на беспроводной пульт 3 управления и индикации.

Заявленная беспроводная отказоустойчивая электронная системы управления газотурбинным авиадвигателем обеспечивает повышение надежности электронной системы управления и позволяет уменьшить количество и массу ее кабелей и электрических соединителей, при этом система позволяет упростить «обвязку» газотурбинного авиадвигателя и снизить затраты на его техническое обслуживание.

Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, включающая цифровой блок управления, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны, при этом цифровой блок управления соединен с исполнительным механизмом регулирования расхода топлива, устройством управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и с электромагнитными клапанами, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводным рычагом управления, беспроводным пультом управления и индикации, радиомодулем приема и диспетчеризации информации, узлом комплексирования информации, блоком вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатором состояния и замещения информации, беспроводным модулем передачи информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации.