Способ контроля системы управления газотурбинным двигателем

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД). В процессе штатной работы системы управления (СУ) с помощью встроенной системы контроля (ВСК) ЭР, являющегося одной из составных частей СУ, определяется отклонение фактического значения скорости перемещения дозирующего элемента (ДЭ) гидромеханической части (ГМЧ) СУ от его расчетно-экспериментального значения, при определенных значениях сигнала управления, полученных расчетно-экспериментальным путем, как при увеличении, так и при его уменьшении, и при недопустимом значении этого отклонения в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируется сигнал «Отказ канала управления расходом топлива от электронной части системы», переводится управление расходом топлива в двигатель на резервный ГМР. Техническим результатом изобретения является повышение качества контроля СУ ГТД за счет сокращения времени обнаружения отказов и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности полета ЛА. 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД).

Известен способ контроля электронно-гидромеханической САУ ГТД, заключающийся в том, что контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР) и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР) (В.И. Васильев «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1989 г., с. 23-27).

Недостатком этого способа является неполнота контроля состояния элементов САУ системой встроенного контроля. Поскольку контроль осуществляется постоянно, пока ГТД работает, соответственно, работоспособность гидромеханического регулятора (ГМР) оценивается только косвенно (по параметрам ГТД). Это может привести к тому, что при незафиксированном отказе в полете возникнет аварийная ситуация. В свою очередь, это может послужить причиной уменьшения надежности работы ГТД и, как следствие, снижения безопасности летательного аппарата (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля системы управления (СУ) ГТД, заключающийся в том, что контролируют работоспособность ЭР и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР). При этом дополнительно на взлете самолета при исправном ЭР определяют заданный расход топлива в камеру сгорания (КС) двигателя по измеренным положению рычага управления двигателем (РУД), температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, температуре газов за турбиной и частоте вращения ротора двигателя по известным зависимостям.

По измеренному положению дозатора топлива и первой заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют текущий расход топлива в КС двигателя. По измеренным положению РУД и давлению воздуха на входе в двигатель и второй заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют минимально допустимый расход топлива в КС для текущего режима работы двигателя и высоты полета самолета. Затем сравнивают текущий расход топлива и минимально допустимый, если текущий расход топлива больше минимально допустимого, сравнивают заданный расход топлива и минимально допустимый, если заданный расход топлива становится меньше минимально допустимого, блокируют изменение текущего расхода топлива в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем. Если по истечении этого времени заданный расход топлива не стал больше минимально допустимого, переводят управление двигателем на ГМР, формируют сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подают его на табло в кабине пилота (см. патент RU 2468229, опубл. 27.11.2012 г., кл. F02C 9/00).

К недостаткам этого способа можно отнести низкую эффективность с точки зрения обнаружения зарождающихся в СУ ГТД дефектов и времени их обнаружения, так как признак отказа формируется по результатам сравнения текущего и заданного значений расходов топлива с минимально допустимым значением, а перевод управления двигателем на ГМР осуществляется только по истечении наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, в течение которого значение заданного расхода топлива сохраняется меньше допустимого, хотя по иным критериям отказ мог бы быть обнаружен раньше.

Это может привести к тому, что значения основных параметров ГТД (тяга, мощность) на момент формирования признака отказа окажутся меньше значений тех же параметров, соответствующих программам регулирования, заложенным в ГМР, и переход управления на ГМР будет сопровождаться переходным процессом восстановления этих параметров. Это является причиной снижения надежности работы ГТД и, как следствие, безопасности полета ЛА.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является повышение качества контроля СУ ГТД за счет сокращения времени обнаружения отказов и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности полета ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля системы управления газотурбинным двигателем контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР) и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР). В отличие от прототипа в данном способе в процессе штатной работы СУ, с помощью встроенной системы контроля (ВСК) ЭР, являющегося одной из составных частей СУ, определяют отклонение фактического значения скорости перемещения дозирующего элемента (ДЭ) гидромеханической части (ГМЧ) СУ от его расчетно-экспериментального значения при определенных значениях сигнала управления, полученных расчетно-экспериментальным путем, как при увеличении, так и при его уменьшении. При недопустимом значении этого отклонения в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируют сигнал «Отказ канала управления расходом топлива от электронной части системы», подают его на табло в кабине пилота и одновременно переводят управление расходом топлива в двигатель на резервный ГМР.

При существенном (превышающем значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем) отличии фактического значения скорости перемещения ДЭ от его значения, определенного заранее расчетно-экспериментальным путем, для конкретного значения отклонения сигнала управления от его «равновесного» значения, в течение промежутка времени, также определяемого расчетно-экспериментальным путем, ВСК формирует сигнал «Отказ канала управления расходом топлива», по которому ЭР переводит управление двигателем на ГМР, формирует сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подает его на табло в кабине пилота.

Отличительный признак, а именно: сравнение ВСК фактического значения скорости перемещения ДЭ дозатора топлива при конкретном значении сигнала управления со значением, определенным заранее расчетно-экспериментальным путем, позволяет сократить время обнаружения сбоев и отказов, предотвращая ухудшение основных параметров ГТД, тем самым повышая надежность ГТД, качество контроля СУ ГТД и обеспечивая безопасность полета ЛА.

На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ, с одноканальной электронно-гидромеханической СУ. На фиг. 2 изображена двухканальная электронно-гидромеханическая СУ ГТД.

Устройство (см. фиг. 1) содержит блок датчиков (БД) 1, ЭР 2, исполнительный механизм (ИМ) 3 ЭР 2, селектор 4 «электроника-гидромеханика», управляемый по командам ЭР 2 с помощью электромагнитного клапана (ЭМК) 5, дозатор 6 с датчиком положения 7 ДЭ, блок датчиков 8 ГМР 9, выход которого подключен к селектору 4, блок 10 ВСК, входы которого подключены к выходам БД 1, ЭР 2 и датчика положения 7 ДЭ дозатора 6, первый выход - к ЭР 2, второй - к табло 11 «Управление двигателем от ГМР».

Устройство (см. фиг. 2) дополнительно повышает надежность системы. Оно содержит в электронной части два блока датчиков БД 1 и 12, два электронных регулятора ЭР 2 и 13, двухканальный (двухобмоточный) ИМ 3 ЭР 2 и 13, селектор 4 «электроника-гидромеханика», управляемый по командам ЭР 2 или 13 с помощью двухканального (двухобмоточного) ЭМК 5, дозатор 6 с двухканальным (двухобмоточным) датчиком положения 7 ДЭ, БД 8 ГМР 9, выход которого подключен к селектору 4, блок 10 ВСК, входы которого подключены к выходам БД 1 и одного из каналов датчика положения 7 ДЭ дозатора 6, первый выход - к ЭР 2, второй - к табло 11 «Управление двигателем от ГМР», блок 14 ВСК, входы которого подключены к выходам БД 12, ЭР 13 и второго канала датчика положения 7 ДЭ дозатора 6, первый выход - к ЭР 13, второй - к табло 11 «Управление двигателем от ГМР».

Устройство с одноканальной СУ (фиг. 1) работает следующим образом.

ЭР 2 по информации с БД 1 по известным зависимостям (см., например, Шевяков А.А. «Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1976 г., с. 123-144) формирует воздействие для управления дозатором 6. ГМР 9 формирует воздействие для управления дозатором 6 по тем же зависимостям по информации с блока 8.

По информации, получаемой с БД 1 и ЭР 2, блок 10 по известным зависимостям (см., например, Васильев В.И. «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1989 г., с. 23-27) контролирует работоспособность ЭР 2, а также контролирует работоспособность датчика 7, ЭМК 5 и ИМ 3 (например, путем контроля целостности (отсутствие обрыва и/или короткого замыкания) электрических цепей всех этих элементов и допускового контроля выходного сигнала датчика положения 7).

При положительных результатах проведенного контроля ЭР 2 по команде блока 10 подает команду на ЭМК 5, при этом селектор 4 устанавливается в положение «электроника», в котором к дозатору 6 через ИМ 3 поступает управляющее воздействие от ЭР 2, а управляющее воздействие от ГМР 9 блокируется.

При отрицательных результатах контроля ЭР 2 по команде блок 10 снимает команду с ЭМК 5, при этом селектор 4 устанавливается в положение «гидромеханика», в котором к дозатору 6 поступает управляющее воздействие уже от ГМР 9, а блокируется управляющее воздействие от ЭР 2.

В процессе управления двигателем от ЭР 2 и непрерывного контроля работоспособности его самого и всех элементов СУ, участвующих в управлении расходом топлива, блок 10 контролирует фактические значения скорости перемещения ДЭ дозатора 6 (по величине скорости изменения выходного сигнала датчика 7) и фактическое значение сигнала управления, подаваемого ЭР 2 на ИМ 3.

Предварительно, при проектировании и испытаниях опытных образцов дозатора 6, расчетно-экспериментальным путем определяются «равновесное» (соответствующее отсутствию перемещения дозирующего элемента дозатора 6) значение сигнала управления, а также значения скорости перемещения дозирующего элемента при тех или иных значениях величины и знака отклонения сигнала управления от его «равновесного» значения, которые затем фиксируются в памяти ЭР 2.

При существенном (превышающем значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем) отличии фактического значения скорости перемещения ДЭ дозатора 6 от его значения, определенного заранее расчетно-экспериментальным путем и зафиксированного в памяти ЭР 2, для конкретного значения величины и знака отклонения сигнала управления от его «равновесного» значения, в течение промежутка времени, также определяемого расчетно-экспериментальным путем, ВСК формирует сигнал «Отказ канала управления расходом топлива», по которому ЭР 2 переводит управление двигателем на ГМР, формирует сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подает его на табло в кабине пилота.

Двухканальная СУ ГТД (фиг. 2) работает следующим образом.

ЭР 2 по информации с БД 1 формирует воздействие для управления дозатором 6. ГМР 9 формирует воздействие для управления дозатором 6 по информации с блока 8. По информации, получаемой с БД 1 и ЭР 2, блок 10 контролирует работоспособность ЭР 2, а также контролирует работоспособность датчика 7, ЭМК 5 и ИМ 3.

В процессе управления двигателем от ЭР 2 и непрерывного контроля работоспособности его самого и всех элементов СУ, участвующих в управлении расходом топлива, блок 10 контролирует фактические значения скорости перемещения ДЭ дозатора 6 (по величине скорости изменения выходного сигнала датчика 7) и фактическое значение сигнала управления, подаваемого ЭР 2 на ИМ 3.

При существенном отличии фактического значения скорости перемещения ДЭ дозатора 6 от его значения, ВСК первого канала формирует сигнал «Отказ канала управления расходом топлива», по которому ЭР 2 переводит управление двигателем на второй канал.

ЭР 13 по информации с БД 12 формирует воздействие для управления дозатором 6. ГМР 9 формирует воздействие для управления дозатором 6 по информации с блока 8. По информации, получаемой с БД 12 и ЭР 13, блок 14 контролирует работоспособность ЭР 13, а также контролирует работоспособность датчика 7, ЭМК 5 и ИМ 3.

При отклонении фактического значения скорости перемещения ДЭ дозатора 6 от его значения, ВСК второго канала формирует сигнал «Отказ канала управления расходом топлива», по которому ЭР 13 переводит управление двигателем на ГМР 9, формирует сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подает его на табло в кабине пилота.

Отличие в работе устройства с двухканальной СУ ГТД (фиг. 2) от работы устройства с одноканальной СУ (фиг. 1) заключается в том, что управление двигателем первоначально осуществляется от одного канала управления, условно говоря - первого, при его отказе и формировании ВСК этого канала сигнала «Отказ канала управления расходом топлива», осуществляется переход на второй канал, а перевод управления на ГМР с формированием сигнала «Управление двигателем от ГМР» осуществляется в том случае, если отказал второй канал и ВСК этого канала сформировала сигнал «Отказ канала управления расходом топлива».

Таким образом, способ контроля системы управления ГТД, заключающийся в сравнении ВСК фактического значения скорости перемещения ДЭ дозатора топлива при конкретном значении сигнала управления со значением, определенным заранее расчетно-экспериментальным путем, позволяет сократить время обнаружения сбоев и отказов, предотвращая ухудшение основных параметров ГТД, тем самым повышая надежность ГТД, качество контроля СУ ГТД и обеспечивая безопасность полета ЛА.

Способ контроля системы управления газотурбинным двигателем (ГТД), заключающийся в том, что контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР), и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР), отличающийся тем, что в процессе штатной работы системы управления (СУ), с помощью встроенной системы контроля (ВСК) ЭР, являющегося одной из составных частей СУ, определяют отклонение фактического значения скорости перемещения дозирующего элемента (ДЭ) гидромеханической части (ГМЧ) СУ от его расчетно-экспериментального значения, при определенных значениях сигнала управления, полученных расчетно-экспериментальным путем, как при увеличении, так и при его уменьшении, и, при недопустимом значении этого отклонения в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируют сигнал «Отказ канала управления расходом топлива от электронной части системы», переводят управление расходом топлива в двигатель на резервный ГМР.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газовой турбине с двумя валами и способу управления входной направляющей лопаткой газовой турбины. Техническим результатом изобретения является подавление снижения производительности компрессора во время работы при низких температурах даже в газовой турбине с двумя валами, состоящей из газогенератора и турбины низкого давления.

Объектом изобретения является способ контроля степени коксования на уровне динамических прокладок газотурбинного двигателя. Cпособ содержит этапы, на которых: во время фазы авторотации газотурбинного двигателя измеряют скорость вращения вала газогенератора и на основании изменения во времени измеряемой скорости вращения определяют cтепень коксования на уровне динамических прокладок.

Настоящие изобретения относятся к способу для определения значения отклонения параметра работоспособности, в частности параметра производительности или эффективности по меньшей мере одного компонента газовой турбины и блоку управления для газовой турбины.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических и гидромеханических системах автоматического управления (САУ) ГТД.

Способ коррекции базовой цифровой модели (5), например, для регулирования турбореактивного двигателя, содержит: этап (Е10) обнаружения стабильного состояния по меньшей мере одного первого параметра (Т25) указанной модели, причем этот первый параметр характеризует сигнал, выдаваемый датчиком (3); этап (Е60) получения параметра коррекции (GainF) указанной модели во время стабильного состояния указанного первого параметра (Т25) в зависимости от указанного первого параметра, от второго параметра (PCN12R) указанной модели и от указанной базовой цифровой модели (5); и этап (Е70) получения модели, скорректированной на основании базовой цифровой модели (5) и параметра коррекции (GainF).

Изобретение относится к способу и системе обнаружения первых признаков неисправности клапана авиационного двигателя, содержащей средства сбора, выполненные с возможностью сбора измерений выходного давления указанного клапана и данных управления и обстановки, связанных с указанным клапаном, средства обработки, выполненные с возможностью определения совокупности показателей первых признаков неисправности в зависимости от указанных измерений выходного давления и от указанных данных обстановки и управления, средства обработки, выполненные с возможностью контроля изменения по времени каждого показателя из указанной совокупности показателей первых признаков неисправности, и средства обработки, выполненные с возможностью обнаружения возможного отклонения по меньшей мере одного показателя среди указанной совокупности показателей, при этом указанное отклонение отображает признаки неисправности указанного клапана.

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных.

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления газотурбинных двигателей. В процессе штатной работы системы управления с помощью встроенной системы контроля ЭР, являющегося одной из составных частей СУ, определяется отклонение фактического значения скорости перемещения дозирующего элемента гидромеханической части СУ от его расчетно-экспериментального значения, при определенных значениях сигнала управления, полученных расчетно-экспериментальным путем, как при увеличении, так и при его уменьшении, и при недопустимом значении этого отклонения в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, формируется сигнал «Отказ канала управления расходом топлива от электронной части системы», переводится управление расходом топлива в двигатель на резервный ГМР. Техническим результатом изобретения является повышение качества контроля СУ ГТД за счет сокращения времени обнаружения отказов и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности полета ЛА. 2 ил.

Наверх