Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета



Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета

 


Владельцы патента RU 2493051:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

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 авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов.

Известен способ управления турбовинтовой СУ, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора двигателя, сравнивают ее с заданным значением и в соответствии с полученным рассогласованием изменяют угол установки лопастей воздушного винта (далее по тексту - ВВ), «Руководство по эксплуатации турбовинтового двигателя АИ-20Б», ЗМКБ «Прогресс» им. А. Ивченко, г.Запорожье, 1958 г., с.23.

Недостатком этого способа является следующее.

Характеристики турбовинтовой СУ «расслаиваются» по высоте и скорости полета самолета. Выбранный закон управления

n тк = const (1)

где

n тк - частота вращения ротора турбокомпрессора,

«точечный» (выбран для одного режима работы СУ) и не учитывают высоту и скорость полета самолета. Поэтому на некоторых режимах полета самолета не обеспечивается эффективное управление ВВ, что снижает надежность работы СУ и безопасность самолета.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления турбовинтовой СУ, заключающийся в том, что в зависимости от параметров воздуха на входе в СУ, параметров турбокомпрессора и положения рычага управления двигателем (РУД) изменяют расход топлива в камеру сгорания, измеряют фактический угол установки лопастей воздушного винта (ВВ), сравнивают его с заданным значением и в соответствии с полученным рассогласованием изменяют угол установки лопастей ВВ, «Выбор оптимальных законов и структур каналов управления ТВВД», ЦИАМ, №10671, 1986, с.21, 30-31, 61.

Недостатком этого способа является следующее.

На ряде переходных режимов работы СУ, например, при переходе из режима «Реверс» в режим «Тихое руление» после посадки самолета, возможно возникновение следующей ситуации.

При переводе РУД из положения «Реверс» в промежуточное положение сектора «Прямая тяга» и включении тумблера «Тихое руление» (режим СУ с минимальной прямой тягой для рулежки самолета на стоянку) «быстрый» контур управления расходом топлива опережает более «медленный» контур управления ВВ. На самолете Ан-140 в этой ситуации произошла раскрутка ротора свободной турбины, приводящей ВВ, выше предельной частоты, и защита выключила оба двигателя прямо на рулежной дорожке. Это снижает надежность работы СУ.

Целью изобретения является повышение надежности работы турбовинтовой СУ и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления турбовинтовой СУ, заключающемся в том, что в зависимости от параметров воздуха на входе в СУ, параметров турбокомпрессора и положения РУД изменяют расход топлива в камеру сгорания, измеряют фактический угол установки лопастей ВВ, сравнивают его с заданным значением и в соответствии с полученным рассогласованием изменяют угол установки лопастей ВВ, отличающийся тем, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей ВВ, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор (ЭР) 2, блок 3 электрогидропреобразователей (ЭГП) 3, гидропривод 4 лопастей ВВ, положение которых измеряется с помощью блока 1, к выходу блока 3 также подключен дозатор 5 топлива, положение которого измеряется с помощью блока 1.

Устройство работает следующим образом.

По измеренным с помощью блока 1 положению рычага управления двигателем (РУД), частоте вращения ротора двигателя, температуре газов за турбиной двигателя, давлению воздуха за компрессором двигателя по известным зависимостям (см. например, книгу под редакцией Шляхтенко С.М. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.400-403) ЭР 2 формирует заданное положение дозатора 5, которое сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью блока 1. По величине рассогласования в блоке 3 формируется управляющее воздействие на дозатор 5, с помощью которого изменяется расход топлива в КС.

Одновременно ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 измеряет фактический угол установки лопастей ВВ, сравнивает его с заданным значением, например:

β вв зад . = f(α руд) (2)

где

β вв зад. - заданный угол установки лопастей ВВ,

α руд - положение рычага управления двигателем (РУД), рассчитывается в ЭР 2 по сигналам из БД 1.

Пример такой зависимости приведен, например, в книге под редакцией Шляхтенко С.М. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.407.

В соответствии с полученным рассогласованием между заданным и фактическим углами установки лопастей ВВ ЭР 2 формирует управляющий сигнал на ЭГП 3. ЭГП 3 управляет положением гидропривода 4, перемещение которого изменяет угол установки лопастей ВВ до момента, пока измеренный угол установки лопастей ВВ не станет равным заданному.

Дополнительно, ЭР 2 контролирует полученную величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей ВВ: если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем (для самолета ан-140, например, эта величина составляет 7,5°), ЭР 2 корректирует темп изменения расхода топлива. Так, электронный регулятор РЭД-2000 производства ОАО «СТАР», г.Пермь, входящий в состав САУ СУ самолета Ан-140, ограничивает темп изменения расхода топлива за счет ограничения скорости изменения заданного положения дозатора 5.

Т.о. соблюдается баланс между располагаемой мощностью свободной турбины и потребной мощностью, «снимаемой» ВВ с вала свободной турбины.

Это обеспечивает повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности СУ и безопасности самолета.

Способ управления турбовинтовой силовой установкой, заключающийся в том, что в зависимости от параметров воздуха на входе в СУ, параметров турбокомпрессора и положения РУД изменяют расход топлива в камеру сгорания, измеряют фактический угол установки лопастей воздушного винта (ВВ), сравнивают его с заданным значением и в соответствии с полученным рассогласованием изменяют угол установки лопастей ВВ, отличающийся тем, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей ВВ, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива.



 

Похожие патенты:

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 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.

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

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

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. .

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 электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к системам дистанционного управления самолетами. .

Изобретение относится к легкомоторной авиации. .

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. .

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением.

Изобретение относится к области систем автоматического управления минимально-фазовыми объектами, в частности систем управления самолетом по углу тангажа. .

Изобретение относится к области архитектуры авионики. .

Изобретение относится к способам подавления боковых колебаний с большими амплитудами и может быть использовано в системах управления маневренных самолетов с дифференциальным стабилизатором.

Изобретение относится к измерительным комплексам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов. .

Изобретение относится к области применения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния нефте- и газопроводов, хранилищ, высоковольтных ЛЭП и других протяженных объектов. Способ автоматической посадки БПЛА включает измерение высоты полета H, горизонтальной дальности до расчетной точки касания D, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы ΔZ, определении трех составляющих скорости и ускорения в расчетной точке касания, формирование опорной траектории снижения H0(D,D0) и Z0(D,D0) из точки начала снижения, находящейся на расстоянии D0 от расчетной точки касания, определение отклонения БПЛА от опорной траектории снижения Δh=H-H0(D,D0) и ΔZ=Z-Z0(D,D0), формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные механизмы рулей БПЛА. В каждой точке траектории задают контрольный створ траектории снижения БПЛА в виде круга, лежащего на плоскости, перпендикулярной линии опорной траектории, и с центром, лежащим на линии опорной траектории снижения. При выходе БПЛА за область контрольного створа формируют новую опорную траекторию снижения. Повышается надежность работы и безопасность полетов БПЛА. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх