Устройство для управления газотурбинным двигателем



Устройство для управления газотурбинным двигателем
Устройство для управления газотурбинным двигателем

 


Владельцы патента RU 2425238:

Открытое акционерное общество "СТАР" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Устройство для управления ГТД содержит топливный насос, выход которого подключен к регулятору механизации компрессора и соединен с магистралью подачи топлива в двигатель, в которой последовательно установлены дозатор и распределительный клапан (РК), причем дозатор подключен к регулятору режима работы двигателя и к электронному блоку сигнализации и управления (ЭРД), а к магистрали подачи топлива в двигатель подключен электромагнитный клапан останова (КО) двигателя, блок датчиков (БД), подключенный к регуляторам режима работы двигателя, механизации компрессора и ЭРД, дополнительно вводятся электромагнит (ЭМТ) и клапан минимального давления (КМД), подключенные к регулятору режимов работы двигателя, причем вход электромагнита подключен к ЭРД. Изобретение позволяет обеспечить повышение надежности работы ГТД и безопасность полета ЛА. 2 ил.

 

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

Известно устройство для управления ГТД, содержащее последовательно соединенные топливный насос, дозирующую иглу с датчиком перепада давлений и перепускным клапаном, полость задания перепада давлений которого соединена с выходами тахометрических регуляторов переходных и статических режимов (авторское свидетельство СССР №869407, МКИ F02C 9/46, 1980 г.).

Недостатком известного устройства является его низкая эффективность на переходных режимах работы двигателя.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является устройство для управления ГТД, содержащее топливный насос, выход которого подключен к регулятору механизации компрессора и соединен с магистралью подачи топлива в двигатель, в которой последовательно установлены дозатор и распределительный клапан (РК), причем дозатор подключен к регулятору режима работы двигателя и к электронному блоку сигнализации и управления (ЭРД), а к магистрали подачи топлива в двигатель подключен электромагнитный клапан останова (КО) двигателя (авторское свидетельство СССР №824707, МКИ F02C 9/26, 1979 г.).

Недостатком этого устройства является его низкая эффективность на ряде режимов работы двигателя.

Это приводит к следующему.

Регулятор режима работы двигателя работает на переходных режимах по закону

где Gт зад - заданный расход топлива в камеру сгорания (КС) двигателя,

nтк - частота вращения ротора турбокомпрессора двигателя,

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя.

При включении на режимах работы двигателя, близких к взлетному, клапанов отбора воздуха из-за компрессора двигателя для противообледенительной системы (ПОС) и обогрева салона вертолета давление воздуха за компрессором падает. При этом настройка регулятора режима работы двигателя снижается, причем настолько, что «подрезает» расход топлива и уменьшает располагаемую мощность на валу свободной турбины. Это снижает располагаемую мощность силовой установки (СУ), передаваемую на несущий винт. На взлетном режиме это снижает надежность работы СУ и, как следствие, безопасность летательного аппарата (ЛА).

Дополнительно известное устройство имеет еще один недостаток.

Регулятор режима работы двигателя ограничивает частоту вращения ротора свободной турбины по закону

где nст - частота вращения ротора свободной турбины двигателя.

Для двигателя ТВ3-117ВМА регулятор режима работы двигателя поддерживает nст зад.=100%.

На режиме моторного планирования, когда набегающий поток воздуха раскручивает воздушный винт (ВВ) ЛА, обгонная муфта в редукторе ВВ снимает нагрузку с выходного вала свободной турбины. Для поддержания заданной частоты вращения свободной турбины регулятор режима работы двигателя снижает расход топлива в КС, при этом располагаемая мощность на выходном валу свободной турбины падает. После окончания моторного планирования раскрутка ВВ воздушным потоком прекращается, обгонная муфта подключает вал ВВ к валу свободной турбины. Из-за того, что располагаемая мощность на валу свободной турбины в этот момент гораздо ниже требуемой, происходит так называемое ударное включение муфты, которое может привести к поломке самой муфты и выходу из строя редуктора. Это снижает надежность работы СУ и, как следствие, безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение качества работы регулятора режимов работы двигателя и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и безопасности летательного аппарата (ЛА).

Поставленная цель достигается тем, что устройство для управления ГТД, содержащее топливный насос, выход которого подключен к регулятору механизации компрессора и соединен с магистралью подачи топлива в двигатель, в которой последовательно установлены дозатор и распределительный клапан (РК), причем дозатор подключен к регулятору режима работы двигателя и ЭРД, а к магистрали подачи топлива в двигатель подключен электромагнитный клапан останова (КО) двигателя, блок датчиков (БД), подключенный к регуляторам режима работы двигателя, механизации компрессора и ЭРД, дополнительно вводятся электромагнит (ЭМТ) и клапан минимального давления (КМД), подключенные к регулятору режимов работы двигателя, причем вход электромагнита подключен к ЭРД.

На фиг.1 представлена структурная схема заявляемого устройства для управления ГТД, на фиг.2 - схема подключения ЭМТ и КМД к регулятору режимов работы двигателя.

Устройство содержит топливный насос 1, выход которого подключен к регулятору 2 механизации компрессора и соединен с магистралью 3 подачи топлива в двигатель, в которой последовательно установлены дозатор 4 и РК 5, причем дозатор 4 подключен к регулятору 6 режима работы двигателя и к ЭРД 11, а к магистрали 3 подключен КО 7, БД 8, подключенный к регуляторам 2 и 6 и ЭРД 11, ЭМТ 9 и КМД 10, подключенные к регулятору 6, вход ЭМТ 9 подключен к ЭРД 11.

Регулятор 6 содержит автомат 12 разгона (АР), регулятор 13 частоты вращения турбокомпрессора, регулятор 14 частоты вращения свободной турбины, входы которых подключены к БД 8, а выходы - через селектор 15 минимального уровня - к дозатору 4.

Устройство работает следующим образом.

Регулятор 6 для поддержания заданного режима работы ГТД с помощью дозатора 4 формирует заданный расход топлива в двигатель. В зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и параметров двигателя (измеренные значения этих параметров регулятор 6 получает из БД 8), АР 12, управляющий расходом топлива на переменных режимах по закону (1), регулятор 13 частоты вращения ротора турбокомпрессора, регулятор 14 частоты вращения ротора свободной турбины формируют управляющие сигналы, которые сравниваются в селекторе 15. Сигнал минимального уровня используется в качестве управляющего для дозатора 4.

В зависимости от режима работы двигателя (например, частоты вращения компрессора, приведенной по температуре воздуха на входе в ГТД - измеренные параметры поступают в регулятор 2 из БД 8) регулятор 2 управляет положением элементов механизации компрессора (открывает-закрывает КПВ, изменяет угол установки лопаток ВНА). Для перекладки гидроцилиндров КПВ и ВНА используется топливо из-за топливного насоса 1.

При штатной работе ГТД КО 7 закрыт и не влияет на расход топлива, идущий в РК 5.

При нормальной работе двигателя на взлетном режиме управление дозатором 4 осуществляет регулятор 12 частоты вращения турбокомпрессора.

При включении отборов воздуха на нужды ЛА давление воздуха за компрессором двигателя падает. Для компенсации этого падения устройство работает следующим образом. При достижении турбокомпрессором двигателя наперед заданной частоты вращения (для двигателя ТВ3-117ВМА, например, эта величина равна 95%) на выходе ЭРД 11 формируется сигнал. Этот сигнал подается на ЭМТ 9, который изменяет (увеличивает) настройку АР 12 (для двигателя ТВ3-117ВМА это изменение может достигать 5% от номинального значения - в зависимости от эксплуатационной регулировки). В результате этого АР 12 не вмешивается в работу регулятора 13, обеспечивающего поддержание максимальной мощности двигателя.

На режиме моторного планирования, когда набегающий поток воздуха раскручивает ВВ ЛА, обгонная муфта в редукторе ВВ снимает нагрузку с выходного вала свободной турбины, частота вращения свободной турбины начинает расти, регулятор 14 частоты вращения свободной турбины пытается сохранить заданную частоту, снижая уровень своего выходного управляющего сигнала. Однако величина этого снижения ограничивается уровнем, задаваемым КМД 10: для двигателя ТВ3-117ВМА эта величина равна 120 кг/час. При этом располагаемая мощность на выходном валу свободной турбины и частота вращения свободной турбины сохраняются на уровне, обеспечивающем безударное подключение вала ВВ к валу свободной турбины после окончания моторного планирования.

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы регулятора режимов работы двигателя и, как следствие, повышение надежности работы ГТД и безопасности ЛА.

Устройство для управления ГТД, содержащее топливный насос, выход которого подключен к регулятору механизации компрессора и соединен с магистралью подачи топлива в двигатель, в которой последовательно установлены дозатор и распределительный клапан (РК), причем дозатор подключен к регулятору режима работы двигателя и к электронному блоку сигнализации и управления (ЭРД), а к магистрали подачи топлива в двигатель подключен электромагнитный клапан останова (КО) двигателя, блок датчиков (БД), подключенный к регуляторам режима работы двигателя, механизации компрессора и ЭРД, отличающееся тем, что дополнительно вводятся электромагнит (ЭМТ) и клапан минимального давления (КМД), подключенные к регулятору режимов работы двигателя, причем вход электромагнита подключен к ЭРД.



 

Похожие патенты:

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 электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) переходными режимами газотурбинных двигателей (ГТД). .

Изобретение относится к способу оценки толщины стенки полой детали типа лопатки газотурбинного двигателя, по меньшей мере в одной точке, имеющей определенный радиус кривизны в этой точке, внутри интервала радиусов кривизны и определенных значений толщины, заключающийся в том, что определяют величины импеданса электрической цепи, образованной датчиком токов Фуко, наложенным на стенку, вводят эти величины на вход блока цифровой обработки с нейронной сетью.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.
Изобретение относится к системам управления топливоподачей совместно с управлением другим параметром турбореактивного двигателя, а именно совместно с управлением реактивным соплом.

Изобретение относится к области авиационной техники, а точнее касается автоматического управления самолета с газотурбинным двигателем с форсажной камерой. .

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД), применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) наземных транспортных средств.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного применения (для привода нагнетателей газоперекачивающих агрегатов - ГПА, и электрогенераторов газотурбинных электростанций - ГТЭС)

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинных установок (ГТУ), используемых для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС)

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 электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

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

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД, входящих в двухдвигательные силовые установки самолетов и вертолетов

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