Способ управления газотурбинным двигателем


 


Владельцы патента RU 2436978:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

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, если частота вращения свободной турбины превысила первое наперед заданное значение, определяемое для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, фиксируют расход топлива в КС в момент превышения и снижают его до уровня расхода «малого газа», контролируют изменение частоты вращения свободной турбины, если частота вращения начинает уменьшаться и становится меньше второго наперед заданного значения, определяемого для каждого двигателя экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в темпе автомата приемистости до значения, зафиксированного в момент превышения частотой вращения свободной турбины первого наперед заданного значения. Технический результат изобретения - повышение надежности работы двигателя и безопасности ЛА за счет повышения качества работы САУ. 1 ил.

 

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

Известен способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа (Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с. 43-45).

Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, реализованный, например, в электронно-гидромеханической САУ двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку (СУ) самолета Ил-114 («Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я.Климова, Ленинград, 1988 г., с.96-97).

Способ заключается в том, что измеряют частоту вращения свободной турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения свободной турбины превысила предельное значение на наперед заданное для каждого типа двигателя время, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.

Недостатком этого способа является следующее.

Канал измерения частоты вращения силовой турбины имеет хотя и высокую, но конечную надежность. Это может привести к формированию ложного сигнала частоты вращения, превышающего предельное значение, что, в свою очередь, приведет к выключению нормально работающего двигателя. Это, в конечном счете, снижает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение качества работы САУ с целью повышения надежности работы СУ и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения свободной турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения свободной турбины превысила предельное значение на наперед заданное для каждого типа двигателя время, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель, дополнительно, если частота вращения свободной турбины превысила первое наперед заданное значение, определяемое для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, фиксируют расход топлива в КС в момент превышения и снижают его до уровня расхода «малого газа», контролируют изменение частоты вращения свободной турбины, если частота вращения начинает уменьшаться и становится меньше второго наперед заданного значения, определяемого для каждого двигателя экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в темпе автомата приемистости до значения, зафиксированного в момент превышения частотой вращения свободной турбины первого наперед заданного значения.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные первый блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 электрогидропреобразователей (ЭГП), дозатор 4.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 (представляющий собой бортовую цифровую вычислительную машину с устройствами ввода/вывода, вычислителем - процессор, ОЗУ и ПЗУ и перезаписываемым запоминающим устройством) по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, Шляхтенко С.М. «Теория авиационных ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с. 411-414; Шевяков А.А. «Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1976 г., с. 46-56, 237, 318) формирует управляющее воздействие на блок ЭГП 3, который с помощью дозатора 4 осуществляет требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя, а также положения лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора и клапанов (КПВ) перепуска воздуха (не показаны).

Кроме этого, измеренную в БД 1 частоту вращения свободной турбины в ЭР 2 сравнивают с первым наперед заданным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем. Для двигателя PW 127, используемого в составе СУ вертолета «Ансат», например, это значение равно 110%. Если частота вращения свободной турбины превысила первое наперед заданное значение, ЭР 2 «запоминает» расход топлива в КС в момент превышения и выдает команду в блок 3. По этой команде блок 3 с помощью дозатора 4 снижает расход топлива до уровня, соответствующего расходу двигателя на режиме «малого газа». Одновременно с этим ЭР 2 контролирует изменение частоты вращения свободной турбины: если частота вращения начинает уменьшаться и становится меньше второго наперед заданного значения, определяемого для каждого двигателя экспериментальным путем (для двигателя PW 127, например, это значение равно 109%.), ЭР 2 формирует команду в блок 3 и с помощью дозатора 4 увеличивает расход топлива в темпе автомата приемистости до значения, зафиксированного в момент превышения частотой вращения свободной турбины первого наперед заданного значения.

Таким образом, если превышение первой наперед заданной частоты было ложным, несвязанным с реальной раскруткой ротора свободной турбины из-за расцепки валов турбины и винта (винтовентилятора), двигатель не выключается, а возвращается на рабочий режим, предшествующий моменту ложного превышения.

В случае, если превышение первой наперед заданной частоты было связано с реальной раскруткой ротора свободной турбины из-за расцепки валов турбины и винта (винтовентилятора), после снижения расхода топлива до расхода «малого газа» частота вращения свободной турбины будет продолжать расти. При превышении частотой предельного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем (для двигателя PW 127, например, это значение равно 120%), на наперед заданное для каждого типа двигателя время (для двигателя PW 127, например, это время равно 0, 04 с) ЭР 2 формирует команду в блок 3, по которой блок 3 совместно с дозатором 4 прекращает подачу топлива в КС, и двигатель выключается.

Таким образом, за счет повышения качества работы САУ повышаются надежность работы СУ и безопасность ЛА.

Способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения свободной турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения свободной турбины превысила предельное значение на наперед заданное для каждого типа двигателя время, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель, отличающийся тем, что дополнительно, если частота вращения свободной турбины превысила первое наперед заданное значение, определяемое для каждого двигателя расчетно-экспериментальным путем, фиксируют расход топлива в КС в момент превышения и снижают его до уровня расхода «малого газа», контролируют изменение частоты вращения свободной турбины, если частота вращения начинает уменьшаться и становится меньше второго наперед заданного значения, определяемого для каждого двигателя экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в темпе автомата приемистости до значения, зафиксированного в момент превышения частотой вращения свободной турбины первого наперед заданного значения.



 

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 авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). .

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидро-механических 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 газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания (ТРДФ).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой ГТД летательных аппаратов в аварийных ситуациях при отказе одного или нескольких агрегатов системы подачи топлива.

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

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (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 электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания (ТРДФ)

Изобретение относится к системе распыления жидкости и может быть использовано для увеличения выходной мощности двигателя

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к силовой установке газовой турбины с устройством подачи топлива и устройством управления

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов
Наверх