Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель

Авторы патента:

Гладких Виктор Александрович (RU)

Остапенко Сергей Владимирович (RU)

Дудкин Юрий Петрович (RU)

Фомин Геннадий Викторович (RU)

Титов Юрий Константинович (RU)

F02C9/26 - управление топливоподачей (F02C 9/48 имеет преимущество; клапаны системы топливоподачи F02C 7/232)

Владельцы патента RU 2474712:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности, сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор, при невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя, сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя, на взлете самолета обеспечивается работа двигателя на режимах с располагаемой мощностью, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета. 1 ил.

Известен способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа, Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., с.123-125.

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 расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что измеряют положение рычага (РУД) управления двигателем, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом автомата приемистости (АП), отселектированную величину подают в пропорционально-интегральный (ПИ) регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, отличающийся тем, что дополнительно предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД, по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя, измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения свободной турбины (СТ), рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП, патент РФ №2334889 от 27.09.2008.

Недостатком известного способа является следующее.

При выполнении летных испытаний самолета Ан-140-100, в САУ которого реализован известный способ управления, было отмечено кратковременное снижение режима работы двигателя с последующим его восстановлением из-за нестабильной работы канала измерения температуры газов за турбиной компрессора, при этом двигатель и его агрегаты были в исправном состоянии и соответствовали требованиям ТУ (технических условий).

Это снижает надежность работы двигателя и, особенно на взлете, безопасность самолета.

Целью изобретения является повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления расходом топлива в ГТД, заключающемся в том, что измеряют положение РУД, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП, отселектированную величину подают в ПИ-регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД, по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя, измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения СТ, рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП, дополнительно на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности, сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор, при невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя, сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 двигателя (РЭД), электрогидропреобразователь 3 (ЭГП), дозатор 4 топлива.

РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), в котором содержится программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1 и в ЭГП 3), оперативным запоминающим устройством (ОЗУ), необходимым для обработки процессором БЦВМ поступающей из УВВ информации, репрограммируемым запоминающим устройством (РПЗУ), необходимым для хранения информации, относящейся к индивидуальным характеристикам двигателя (эксплуатационные регулировки, наработки, остаток ресурса). БЦВМ, ПЗУ, ПО, УВВ, ОЗУ, процессор, РПЗУ на чертеже не показаны.

Устройство работает следующим образом.

В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют положение РУД, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора. По хранящимся в ПЗУ наперед заданным зависимостям формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное,

Полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП (на чертеже не показан), работающего, например, по программе

где α_РУД - положение РУД,

T^* _ВХ - температура воздуха на входе в двигатель,

P^* _ВХ - давление воздуха на входе в двигатель,

P_к - давление воздуха за компрессором двигателя,

n_к - заданная частота вращения компрессора двигателя.

Отселектированную величину подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан), где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, подаваемое через ЭГП 3 на дозатор 4, с помощью которого и осуществляется управление расходом топлива в камеру сгорания (КС) двигателя.

Одновременно с этим в РЭД 2:

- предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД (по известной зависимости, заданной, например, в Техническом задании на разработку системы управления, контроля и диагностирования двигательной установки самолета Ан-140 с двигателями ТВД ТВ3-117ВМА-СБМ1 и воздушным винтом АВ-140», ЗМКБ «Прогресс», г.Запорожье, 1998 г., приложение 20);

- по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя по наперед заданной характеристике, хранящейся в ПЗУ:

где Ne_зад - заданное значение мощности двигателя,

α_РУД - положение РУД.

Для двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1, входящего в состав силовой установки самолета Ан-140, зависимость (2) приведена в таблице 1.

Таблица 1
α_руд, градус	50	86	94	100
Ne_зад, л.с.	160	1750	2100	2500

- измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения СТ,

- рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ,

- сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя,

- полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП.

Дополнительно в РЭД 2 по информации из БД 1 определяется режим взлета самолета. Например, в САУ СУ самолета Ан-140, в СУ которого входят два двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1 производства ОАО «Мотор сич» г.Запорожье, Украина, признак «Взлетный режим» формируется при одновременном выполнении следующих условий:

- α_руд≥94° (положение РУД),

- отсутствие сигнала «Шасси обжато»,

- V_полета≥150 км/ч (скорость самолета),

- Ne_расп≥2000 л.с. (располагаемая мощность двигателя).

В РЭД 2 на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности (для двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1 это значение равно 2100 л.с.), сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан).

При невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности (например, при отказе одного из каналов измерений, обеспечивающих замер параметра, используемого в расчете заданной или располагаемой мощности) в РЭД 2 формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя (для двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1 это значение равно 15,5 кгс/см²), сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан).

Т.о., за счет повышения качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета обеспечивается работа двигателя на режимах с располагаемой мощностью, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета.

Способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем (РУД), частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемосдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом автомата приемистости (АП), отселектированную величину подают в пропорционально-интегральный (ПИ) регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД, по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя, измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения свободной турбины (СТ), рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП, отличающийся тем, что дополнительно на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности, сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор, при невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя, сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. .

Устройство управления положением исполнительного механизма, устройство управления потоком топлива в авиационном двигателе с упомянутым устройством управления положением и авиационный двигатель // 2459124

Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством // 2443884

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

Способ управления расходом топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2439350

Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя // 2435973

Способ управления расходом топлива в многоколлекторную камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2435972

Система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя // 2435971

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

Устройство аварийного управления подачей топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя // 2432477

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.

Способ управления подачей топливного газа в горелку газовой турбины // 2427723

Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинной установки // 2422658

Система подачи топлива в газотурбинный двигатель // 2476702

Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости // 2476703

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей летательных аппаратов на переходных режимах

Способ управления газотурбинным двигателем со свободной турбиной для электростанций малой и средней мощности // 2476971

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) малой и средней мощности

Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель // 2489592

Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2490493

Изобретение относится к автоматическому регулированию подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета // 2493051

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей воздушного винта (ВВ), если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива. Повышается надежность работы СУ и безопасность полетов самолета за счет обеспечения баланса между располагаемой мощностью свободной турбины и потребной мощностью, «снимаемой» ВВ с вала свободной турбины. 1 ил.

Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель // 2497001

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени, по истечении которого прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета, это повышает надежность работы двигателя, как элемента СУ самолета, и безопасность самого самолета.

Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель // 2500910

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 к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет введения резервирования ненадежных элементов в тракте подачи топлива к КС. 1 ил.

Способ управления расходом топлива в двухтопливную камеру сгорания судовой газотурбинной установки // 2500911

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Дополнительно при подаче оператором команды на переход с одного топлива на другое фиксируют значение частоты вращения турбокомпрессора в момент получения команды, с помощью первого дозатора начинают уменьшать расход первого топлива в первый коллектор КС по линейному закону с наперед заданным темпом, одновременно с этим начинают с помощью второго дозатора увеличивать расход второго топлива во второй коллектор КС таким образом, чтобы частота вращения турбокомпрессора оставалась неизменной. Технический результат изобретения - повышение эксплуатационной надежности работы ГТУ. 1 ил.

Двухканальная система топливопитания и регулирования газотурбинного двигателя // 2504677

Система предназначена для регулирования подачи топлива в ГТД со свободной турбиной. Система имеет основной и резервный каналы управления. В канале резервного управления установлены задатчик режимов с пазом и междроссельная камера. Входной дроссель камеры образован проходным сечением паза, регулируемого жиклера и клапана с задатчиком частоты вращения. Жиклер и клапан установлены параллельно в магистрали, соединяющей пневмогидропреобразователь с задатчиком и камерой. Датчик соединен со свободной турбиной двигателя. При увеличении частоты вращения свободной турбины выше заданной усилие от датчика перемещает клапан на перекрытие магистрали. Проходное сечение входного дросселя камеры уменьшается, давление в камере уменьшается, уменьшая проходное сечение дозирующей иглы. Расход топлива в двигатель уменьшается, и частота вращения свободной турбины ограничивается. Технический результат изобретения - повышение надежности работы системы на резервном режиме управления. 1 ил.