Способ управления газотурбинным двигателем


 


Владельцы патента RU 2488706:

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 в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДГ на режим «малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета. 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, см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., 258-259.

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, заключающийся в том, что после касания самолета взлетно-посадочной полосы (ВПП), которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», открывают замок реверсивного устройства (РУ), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (Югов O.K., Селиванов О.Д. «Основы интеграции самолета и двигателя», М., «Машиностроение», 1989 г., с.123-124).

Недостатком этого способа является следующее.

1. В процессе полета самолета при возникновении ряда ситуаций, связанных с разрядами молний или статического электричества, возможно формирование на входе в электронную САУ ГТД ложных сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», что создает предпосылку к перекладке РУ в положение «Обратная тяга» в полете. Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.

2. В процессе полета самолета возможно возникновение ситуации, связанной с механической поломкой замка РУ или выходом из строя механизма привода РУ, приводящей к возможности перекладки РУ в полете в положение «Обратная тяга» на режиме работы двигателя «Прямая тяга». Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.

3. В процессе пробега самолета по ВПП после посадки из-за разброса характеристик элементов РУ и двигателя возможна ситуация, когда РУ еще не переложилось в положение «Обратная тяга», а двигатель уже начинает увеличивать режим работы. Это может привести к поломке РУ или нештатному поведению самолета на пробеге. Это снижает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.

4. После посадки в процессе пробега самолета и его торможения с помощью реверса скорость самолета непрерывно падает и в конце зоны действия реверса уже не требуется поддержания первоначально заданного режима работы двигателя. Неучет этого приводит к необоснованному «перерасходу» ресурса «горячей» части двигателя и перерасходу топлива. Это снижает экономичность двигателя.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что после касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят РУД на площадку «Малый газ», открывают замок РУ, переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемосдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 исполнительных элементов (ИЭ).

ЭР 2 представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину (ЦВМ), содержащую процессорный блок, постоянное (ПЗУ), перепрограммируемое (ППЗУ) и оперативное (ОЗУ) запоминающие устройства и оснащенную устройствами ввода/вывода (на фигуре не показаны).

Примером такого электронного регулятора может служить агрегат РЭД-90А2М, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.

Блок 3 исполнительных элементов представляет собой электро-пневмогидроустройство, преобразующее электрические команды ЭР 2 в расход топлива в КС двигателя, перемещение гидроцилиндров, приводящих элементы механизации двигателя (лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и клапана (КПВ) перепуска воздуха компрессора) и СУ (РУ).

Примером такого устройства может служить агрегат НР-90А2, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шляхтенко С.М. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.276-278) формирует управляющее воздействие на ИЭ блока 3, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя, положения ВНА и КПВ (на фигуре не показаны).

Вся информация о состоянии двигателя и элементов СУ от БД 1 поступает в ЭР 2.

После касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, переводят РУД на площадку «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ (на чертеже не показан), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают по команде ЭР 2 из блока 3 управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга».

С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают с помощью блока 3 режим работы двигателя, соответствующий положению РУД.

После снижения скорости самолета (измеряется ЭР 2 с помощью БД 1) ниже наперед заданной величины (для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 разработки и производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, эта величина составляет 180 км/час) переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС) - на режим «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ и выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга». С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС).

Дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, с помощью аппаратной части системы встроенного контроля ЭР 2 (на чертеже не показана, подробнее см. книгу Боднер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. «Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1973, с.58-61), блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ, препятствуя его перекладке в положение «Обратная тяга» и тем самым повышая надежность работы двигателя и безопасность самолета.

Кроме этого, в течение всего полета самолета с помощью ЭР 2 контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1). В случае самопроизвольного перемещения РУ, изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС, переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют по команде ЭР 2 с помощью блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ». Это препятствует поломке двигателя и повышает безопасность самолета.

Дополнительно, на режиме торможения самолета с помощью реверса тяги при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» по команде ЭР 2 с помощью блока 3 блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний (ПСИ) двигателя. Для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 это время составляет 0,5…1,0 с. При проведении ПСИ конкретного двигателя с конкретным РУ это время уточняется и заносится с помощью пульта настройки (на чертеже не показан) через БД 1 в ППЗУ ЭР 2. Этого времени гарантированно хватает для установки РУ в положение «Обратная тяга». Это повышает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.

Наконец, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной и определяемой расчетно-экспериментальным путем зависимости от измеренной скорости самолета, измеряемой ЭР 2 с помощью БД 1, по командам ЭР 2 с помощью БД 1 уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя. Для двигателя ПД-14 самолета МС-21 это снижение расхода топлива эквивалентно снижению частоты вращения ротора вентилятора (основной регулируемый параметр, влияющий на тягу СУ) с 98% до 93%.

Это позволяет поберечь ресурс «горячей» части двигателя и сэкономить топливо (не следует забывать, что за свой жизненный цикл самолет совершает десятки тысяч посадок с применением реверса тяги).

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Способ управления газотурбинным двигателем (ГТД), заключающийся в том, что после касания самолета взлетно-посадочной полосы (ВЦП), которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», открывают замок реверсивного устройства (РУ), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, отличающийся тем, что дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемосдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями. .

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

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано в энергетических парогазовых установках с газотурбинными двигателями, паровыми турбинами и котлами-утилизаторами, снабженными блоками дожигающих устройств.

Изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, оборудованного системой отбора воздуха, а также к газотурбинному двигателю, такому как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, оборудованному компрессором этого типа.

Изобретение относится к устройству выравнивания давления в по меньшей мере одной камере для подшипников турбореактивного двигателя, содержащей средства для подачи жидкой смазки к подшипнику, средства для впуска воздуха, по меньшей мере одну систему уплотнения, расположенную между статором и ротором спереди и/или сзади подшипника, средства восстановления для восстановления жидкой смазки и средства удаления для удаления смеси воздуха и остатков жидкой смазки в направлении контура вентиляции.

Изобретение относится к области эксплуатации газоперекачивающих агрегатов на компрессорных станциях в системе магистральных газопроводов и может использоваться в системах автоматического управления газоперекачивающими агрегатами (САУ ГПА).

Изобретение относится к магнитной пробке с функцией сигнализации для жидкостного контура, причем упомянутая пробка включает в себя первый магнитный электрод и второй магнитный электрод, выполненные таким образом, чтобы в установленном положении магнитной пробки они соприкасались с жидкостью, протекающей в жидкостном контуре, так, чтобы детектировать присутствие металлических частиц, которые могут находиться в упомянутой жидкости.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам генерирования электроэнергии. .

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

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

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

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.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в процессе эксплуатации ГТУ при работе на режимах от номинального и выше вычисляют отношение температуры газов за ТВД к температуре газов за ТНД и сравнивают его с наперед заданным предельным значением, определяемым расчетным путем для каждого тина двигателей и уточняемым в процессе ПСИ конкретного двигателя, если разница между вычисленным и предельным значением становится меньше первой наперед заданной величины, формируют сообщение в судовую систему управления «Минимальный остаток ресурса горячей части ГТУ», если разница между предельным и вычисленным значением становится меньше второй наперед заданной величины, формируют сообщение в судовую систему управления «Необходим останов ГТУ», выключают ГТУ и проводят регламентные работы по газогенератору. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна за счет повышения качества контроля технического состояния ГТУ. 1 ил.
Изобретение относится к области стендовых испытаний двухкаскадных газотурбинных двигателей, в частности к стендовым испытаниям газотурбинных двигателей после восстановительного ремонта, и предназначено для обеспечения запасов устойчивой работы компрессора высокого давления КВД и тяги (мощности) двигателя в процессе эксплуатации двигателя после восстановительного ремонта. При стендовых испытаниях двухкаскадных газотурбинных двигателей после восстановительного ремонта без разборки узлов и замены деталей проточной части отладку скольжения роторов, а также тяги на взлетном режиме (мощности на максимальном режиме) производят на значения, полученные в эксплуатации перед восстановительным ремонтом. В случае выхода значений этих параметров за границы эксплуатационного допуска отладку параметров производят на значения, соответствующие ближайшей (верхней или нижней) границе их эксплуатационного допуска.

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 замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного ГТД и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в ГТД, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора ГТД на самолетные нужды, в случае если частота вращения компрессора ГТД растет и становится больше наперед заданного значения, уменьшают расход топлива в КС ГТД с помощью резервного устройства дозирования до тех пор, пока частота вращения компрессора ГТД не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу ГТД требуемого уровня. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от неконтролируемого роста тяги на критичных режимах полета самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно с помощью автономного блока защиты двигателя (БЗД) ГТУ измеряют частоту вращения силовой турбины ГТУ, обеспечивающей привод судового винта, сравнивают измеренное значение с наперед заданным предельным, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТУ и уточняемым в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, при увеличении частоты вращения силовой турбины выше наперед заданного предельного на наперед заданное время с помощью БЗД и стоп-крана прекращают подачу топлива в КС ГТУ, формируют сигнал «Защита по раскрутке силовой турбины» и передают его в систему управления судном. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна. 1 ил.

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха. На заднем по потоку конце закрепляется наружный кожух компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха находятся в канале этого компрессора высокого давления и связаны на выходе со средствами повторного впрыскивания воздуха в переднюю по потоку часть этого компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха связаны со средствами повторного впрыскивания воздуха при помощи кольцевого коллектора, охватывающего внутреннюю выполненную в форме тела вращения стенку промежуточного кожуха по потоку перед компрессором высокого давления. Они располагаются в радиальном направлении между этой выполненной в форме тела вращения внутренней стенкой и выполненной в форме тела вращения наружной стенкой промежуточного кожуха, которая ограничивает с внутренней стороны канал течения вторичного потока воздуха газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет упростить запитывание кольцевого коллектора воздухом не увеличивая массу и длину газотурбинного двигателя. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх