Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре



Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре

 


Владельцы патента RU 2618171:

Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") (RU)

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением ..В случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение nв, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания. При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия осуществляют снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя. Причем при сохранении данных условий в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью. В случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают. Изобретение позволяет повысить безопасность полета на взлете самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.

Известен способ управления тягой авиационного газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, оценку состояния системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, измерение частоты вращения турбокомпрессора (ротора высокого давления) nвд, формирование заданного значения частоты вращения на основе заранее установленной функциональной зависимости типа , сравнение программного значения с измеренным значением nвд и изменение расхода топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования . («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007 г., стр. 190-191).

Недостатком известного способа является то, что в случае возникновения пожара имеется риск появления неконтролируемых отказов датчиков двигателя или их линий связи, расположенных непосредственно в зоне возможного очага возгорания. Как следствие, это может привести к ложным измерениям двигательных параметров с последующим самопроизвольным изменением тяги двигателя на взлетном режиме, что может оказать влияние на безопасность полета.

Наиболее близким к данному изобретению является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что предусматривают измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, оценивают состояние системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, также измеряют частоту вращения вентилятора nв, формируют заданное значение частоты вращения на основе заранее установленной функциональной зависимости , сравнивают программное значение с измеренным значением nв и через дозатор топлива изменяют расход топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования . При этом при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого самолетной противопожарной системой, фиксируют (запоминают) текущее значение частоты вращения вентилятора nв и используют его в качестве заданного значения в течение наперед заданного времени (~ 5 минут), по истечении которого прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель (патент RU №2497001, F02C 9/26, опубл. 27.10.2013).

Недостатками известного способа являются:

1. Имеется риск возникновения ложного сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлете, например, из-за переменного контакта в электропроводке датчиков сигнализации о пожаре или сбоев в вычислителе самолетной противопожарной системы. Подобная ситуация может привести к необоснованной стабилизации режима двигателя и, фактически, к неуправляемости двигателя экипажем, дальнейшей необходимости останова исправного ГТД, что негативно влияет на безопасность полетов.

2. Наличие стабилизации режима двигателя в течение ~5 минут после возникновения пожара может привести к еще более худшим последствиям, чем снижение тяги двигателя. Так, длительное сохранение максимальной подачи топлива в двигатель (на уровне 7-10 тонн в час) в условиях пожара в сочетании с возможными развитиями отказов в самолетной системе топливоподачи или в двигательных трубопроводных коммуникациях может привести к резкому увеличению зоны пожара, обильному факелению и перебросу пламени на элементы самолета. Например, подобно катастрофе, произошедшей за время ≤2 мин с пассажирским самолетом «Конкорд» 25.07.2000 г. В таких ситуациях для обеспечения безопасности полета требуется оперативное прекращение подачи топлива.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении безопасности полета на взлете самолета.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающем измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора nв, частоты вращения турбокомпрессора nвд, формирование заданного значения частоты вращения , сравнение его с измеренным значением nв, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», согласно изобретению дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Тм/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора nв, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

При этом в качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

В качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Наличие и контроль при взлете самолета сигнала «V1. Скорость принятия решения» одновременно с сигналом «Пожар в мотогондоле» исключает ложные срабатывания стабилизации режима двигателя при разбеге на взлетно-посадочной полосе, что повышает безопасность полета.

Превышение температуры Тм/г в мотогондоле двигателя над заданным значением температуры Тм/гпрог, т.е. Тм/гм/гпрог и наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» также исключают ложные срабатывания о пожарной ситуации, что позволяет в течение 1-3 секунд прекратить подачу топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым повысить безопасность полета.

На чертеже представлена схема устройства для реализации заявленного способа.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, датчик 2 температуры Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле, электронный регулятор 3 двигателя, дозатор 4 топлива в камеру сгорания ГТД, клапан 5 останова.

Электронный регулятор 3 на современных газотурбинных двигателях представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, в т.ч. по управлению расходом топлива Gт в камеру сгорания, а также устройствами сопряжения с системами самолета, включая противопожарную систему и систему воздушных сигналов.

Из противопожарной системы в электронный регулятор 3 может поступать сигнал «Пожар в мотогондоле». Из системы воздушных сигналов в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения».

Скорость принятия решения V1 - это скорость разбега самолета, до которой взлет может быть безопасно прекращен и самолет остановится в пределах взлетно-посадочной полосы. В случае, если отказ произошел на скорости, большей V1, необходимо продолжить взлет. Большинство типов самолетов гражданской авиации с несколькими двигателями сконструированы так, что, даже если на взлете откажет один из двигателей, суммарной тяги остальных хватит на то, чтобы продолжить разбег до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолет.

Электронный регулятор 3 двигателя размещают непосредственно на двигателе, а именно на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы.

Электронный регулятор 3 содержит запоминающее устройство, в котором записано программное обеспечение, реализующее алгоритмы управления ГТД.

Заявленный способ осуществляется следующим образом.

Электронным регулятором 3 с помощью блока 1 датчиков измеряют положение рычага управления двигателем αРУД, частоту вращения вентилятора nв, частоту вращения турбокомпрессора nвд, температуру и давление воздуха на входе в двигатель, контролируют другие параметры двигателя, в т.ч. число Маха полета. Одновременно электронным регулятором 3 контролируют прохождение из самолетных систем дискретных сигналов - «Стояночный тормоз отключен», «Пожар в мотогондоле» и дополнительно - «V1. Скорость принятия решения»,

- формируют управляющие воздействия в механизацию компрессора ГТД и регулируют расход топлива Gт в камеру сгорания для поддержания требуемого уровня тяги по программе ,

- формируют признак взлетного режима по наличию следующих условий: рычаг управления двигателем (РУД) находится на площадке взлетного режима, наличие сигнала «Стояночный тормоз отключен», частота вращения вентилятора соответствует взлетному режиму.

Электронный регулятор 3 с помощью блока 2 также дополнительно постоянно измеряет параметр температуры в мотогондоле двигателя Тм/г и сравнивает его с заданным значением температуры в мотогондоле .

На взлетном режиме, в процессе разбега по взлетно-посадочной полосе в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения». Далее, в случае поступления в электронный регулятор 3 сигнала «Пожар в мотогондоле» из самолетной противопожарной системы и ранее сформированном признаке режима взлета самолета, электронный регулятор 3 фиксирует (запоминает) значение nв и использует его в качестве заданного (программного) значения . Таким образом стабильно поддерживается расход топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяга взлетного режима, в т.ч. при ложных измерениях двигательных параметров, вызванных пожаром.

Дополнительно, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» и величине температуры электронный регулятор 3 формирует сигнал в дозатор 4 топлива на снижение расхода топлива, соответствующего режиму полетного малого газа двигателя.

При сохранении условий (наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» и ) в течение Δτ=1-3 секунд электронный регулятор 3 формирует команду на прекращение подачи топлива в камеру сгорания полностью (Gт=0), т.е. включает клапан 5 останова.

После прекращения подачи топлива в двигатель и в процессе снижения режима дальнейшее управление механизацией компрессора (входной направляющий аппарат, клапана перепуска воздуха) осуществляют по штатным программам управления, например, в зависимости от nвд для исправного состояния двигателя.

Необходимо отметить, что зона действия заявленного способа управления тягой газотурбинного двигателя ограничивается только условиями взлетного режима. Так, например, после снятия РУД с площадки взлетного режима и переводе его на номинальный режим (набор высоты) или при частоте вращения вентилятора ниже взлетного режима, включение режима фиксации не выполняется (блокируется).

Также следует отметить, что в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлетном режиме фиксацию режима работы двигателя прекращают. Такой подход, в отличие от прототипа, позволяет снять возможное фиксирование режима без останова двигателя, в т.ч. при ложном формировании сигнала «Пожар в мотогондоле».

В качестве параметра температуры Тм/г может быть взят параметр температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3, размещенного на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы, или параметр температуры воздуха в мотогондоле, измеряемый с помощью отдельного датчика, т.е. вне электронного регулятора 3.

Измерение температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3 может быть осуществлено с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

Таким образом, повышение безопасности полета на взлете самолета обеспечивается исключением ложных срабатываний стабилизации режима двигателя при разбеге по взлетно-посадочной полосе за счет введения сигнала «V1. Скорость принятия решения» и за счет снятия стабилизации режима двигателя при снятии сигнала «Пожар в мотогондоле». При этом возможное развитие пожароопасной ситуации выполняется оперативным прекращением подачи топлива в камеру сгорания двигателя за 1-3 секунды при наличии подтверждающего сигнала о превышении температуры Тм/г.

1. Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающий измерение положения рычага управления двигателем αРУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора nв, частоты вращения турбокомпрессора nвд, формирование заданного значения частоты вращения , сравнение его с измеренным значением nв, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», отличающийся тем, что дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Tм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Tм/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора nв, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра Tм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра Tм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки.

Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления.

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки.

Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода.

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя.

Изобретение может быть использовано в системах управления топливоподачей в форсажную камеру сгорания турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой (ТРДДФ) на форсированных режимах.

Камера сгорания предназначена для использования в способе поэтапного изменения подачи топлива, при котором части топлива, подаваемые во множестве мест ввода топлива в камеру сгорания, варьируются в соответствии с требуемой мощностью.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е.
Наверх