Устройство для управления газотурбинным двигателем


 


Владельцы патента RU 2439349:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Дополнительно введен золотник-ограничитель (ЗО), пружинная полость ЗО соединена с выходом ГМР, а чувствительная полость ЗО соединена с топливной магистралью между ДТ и РК и посредством рабочей кромки ЗО через дроссельное сопротивление (ДР) и селектор - с топливной магистралью на выходе ТН, при этом величина затяжки пружины ЗО определяется расчетно-экспериментальным путем исходя из условия обеспечения давления топлива перед РК, соответствующего минимальному устойчивому режиму работы двигателя («малому газу»), а проливочная характеристика ДР настраивается при приемосдаточных испытаниях двигателя таким образом, чтобы обеспечить расход топлива через РК, соответствующий максимально допустимому для данного двигателя.. Технический результат изобретения заключается в том, что исключается возможность неконтролируемого изменения фактического расхода топлива в КС при отказе дозатора топлива в КС, что, в свою очередь, позволяет повысить надежность работы ГТД и безопасность ЛА. 1 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, Раздолин М.В., Сурнов Д.Н. «Агрегаты ВРД», М., «Машиностроение», 1973 г., с.232-235.

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 последовательно соединенные первый блок датчиков (БД) параметров воздуха на входе в двигатель и параметров двигателя, электронный регулятор (ЭР), блок электрогидропреобразователей (ЭГП), селектор, управляемый вход которого подключен к выходу блока встроенного контроля (БВК) ЭР, последовательно соединенные топливный насос (ТН), дозатор топлива (ДТ) и распределительный клапан (РК), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), подключенный ко второму БД и селектору, см. книгу Боднер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. «Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1973 г., с.81.

Недостатком этого устройства является следующее.

У ГМР и ЭР есть исполнительный элемент, обеспечивающий дозирование топлива в камеру сгорания (КС) двигателя, - дозатор топлива. При отказе дозатора исчезает возможность ограничить минимальный фактический расход топлива в КС (это может привести к выключению двигателя в полете) и максимальный фактический расход топлива в КС (это может привести к перегреву, раскрутке турбины и разрушению двигателя). Это снижает надежность работы ГТД и безопасность летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение надежности работы ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в состав устройства для управления ГТД, содержащего последовательно соединенные первый БД параметров воздуха на входе в двигатель и параметров двигателя, ЭР, блок ЭГП, селектор, управляемый вход которого подключен к выходу БВК ЭР, последовательно соединенные ТН, ДГ и РК, резервный гидромеханический регулятор (ГМР), подключенный ко второму БД, дополнительно введен золотник-ограничитель (ЗО), пружинная полость ЗО соединена с выходом ГМР, а чувствительная полость ЗО соединена с топливной магистралью между ДТ и РК и посредством рабочей кромки ЗО через дроссельное сопротивление (ДР) и селектор - с топливной магистралью на выходе ТН, при этом величина затяжки пружины ЗО определяется расчетно-экспериментальным путем исходя из условия обеспечения давления топлива перед РК, соответствующего минимальному устойчивому режиму работы двигателя («малому газу»), а проливочная характеристика ДР настраивается при приемо-сдаточных испытаниях двигателя таким образом, чтобы обеспечить расход топлива через РК, соответствующий максимально допустимому для данного двигателя..

На чертеже представлена структурная схема заявляемого устройства для управления ГТД.

Устройство содержит последовательно соединенные первый БД 1 параметров воздуха на входе в двигатель и параметров двигателя, ЭР 2, блок 3 ЭГП, селектор 4, управляемый вход которого подключен к выходу БВК 5 ЭР 2, последовательно соединенные ТН 6, ДТ 7 и РК 8, ГМР 9, подключенный ко второму БД 10, ЗО 11, пружинная полость 12 ЗО 11 соединена с выходом ГМР 9, чувствительная полость 13 ЗО 11 соединена с топливной магистралью 14 между ДТ 7 и РК 8 и посредством рабочей кромки 15 ЗО 11 через дроссельное сопротивление 16 (ДР) и селектор 4 - с топливной магистралью 17 на выходе ТН 8.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 по информации от БД 1 о параметрах воздуха на входе в двигатель (давление и температура) и параметрах двигателя (частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной и т.д.) по известным зависимостям (см., например, книгу С.М.Шляхтенко. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.276-278) формирует управляющее воздействие на блок 4 ЭГП.

ГМР 9 по информации от БД 10 о параметрах воздуха на входе в двигатель (давление и температура) и параметрах двигателя (частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной и т.д.) по известным зависимостям (см., например, книгу С.М.Шляхтенко. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.346-347) формирует управляющее воздействие, подводимое в пружинную полость 12 ЗО 11.

При исправном ЭР 2 сигнала с выхода БВК 5 нет, селектор 4 находится в положении «электроника», при котором на дозатор 6 подается управляющее воздействие ЭР 2. Т.о. ЭР 2 осуществляет управление расходом топлива в КС двигателя через ДТ 6 и РК 7 с целью поддержания заданных параметров двигателя.

При отказе ЭР 2 по команде БВК 5 селектор 4 перекладывается в положение «гидромеханика». При этом

- отключается гидравлическая связь между блоком 3 ЭГП и ДТ 7, ДТ 7 переводится в положение нулевого расхода («закрыто»);

- топливо из магистрали 17 за ТН 6 через селектор 4 и ДР 16 подводится к рабочей кромке 15 ЗО 11.

На ЗО 11 давление топлива в магистрали 14 перед РК 8 сравнивается с величиной, являющейся суммой усилия начальной затяжки пружины в пружинной полости 12 ЗО 11 и управляющего давления топлива, подводимого в полость 12 от ГМР 9.

В чувствительной полости 13 с помощью рабочей кромки 15 ЗО 11 формируется заданный ГМР 9 расход топлива, который подается в магистарль 14 перед РК 8 и далее - в КС двигателя.

Независимо от управляющего воздействия ГМР 9 расход топлива в КС не может быть меньше минимального, обеспечивающего минимальный устойчивый режим работы двигателя - «малый газ». Обеспечивается это величиной начальной затяжки пружины полости 12 ЗО 11.

Независимо от управляющего воздействия ГМР 9 расход топлива в КС не может быть больше максимального, обеспечивающего нормальную работу двигателя. Обеспечивается это подбором величины ДР 16 в процессе сдаточных испытаний двигателя.

Такая схема дозирования топлива позволяет исключить возможность неконтролируемого изменения фактического расхода топлива в КС при отказе дозатора топлива. Это, в свою очередь, позволяет повысить надежность работы ГТД и безопасность ЛА.

Устройство для управления ГТД, содержащее последовательно соединенные первый блок датчиков (БД) параметров воздуха на входе в двигатель и параметров двигателя, электронный регулятор (ЭР), блок электрогидропреобразователей (ЭГП), селектор, управляемый вход которого подключен к выходу блока встроенного контроля (БВК) ЭР, последовательно соединенные топливный насос (ТН), дозатор топлива (ДТ) и распределительный клапан (РК), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), подключенный ко второму БД, отличающееся тем, что дополнительно введен золотник-ограничитель (ЗО), пружинная полость ЗО соединена с выходом ГМР, а чувствительная полость ЗО соединена с топливной магистралью между ДТ и РК и посредством рабочей кромки ЗО через дроссельное сопротивление (ДР) и селектор - с топливной магистралью на выходе ТН, при этом величина затяжки пружины ЗО определяется расчетно-экспериментальным путем, исходя из условия обеспечения давления топлива перед РК, соответствующего минимальному устойчивому режиму работы двигателя («малому газу»), а проливочная характеристика ДР настраивается при приемосдаточных испытаниях двигателя таким образом, чтобы обеспечить расход топлива через РК, соответствующий максимально допустимому для данного двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .

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 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 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 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

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к автоматическому управлению газотурбинными двигателями (ГТД), и может быть использовано для повышения эффективности управления ГТД

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) газотурбинного двигателя (ГТД)

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) сложных объектов, например газотурбинных двигателей (ГТД), в которых для регулирования нескольких параметров используется одно управляющее воздействие
Наверх