Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА ДЛЯ СПАРКИ ВЕРТОЛЕТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Изобретение относится к системам топливопитания, используемым при спарке вертолетных газотурбинных двигателей.

Известна система автоматического управления (САУ) двигателя ТВ3-117В, включающая в себя гидромеханический агрегат НР-3В, электронный регулятор ЭРД-3ВМ, обеспечивающие функции управления вертолетными двигателями с учетом обеспечения равной мощности при работе двух двигателей на привод винта вертолета (см. Трофимов Г.М. (ред.) «Турбовальный двигатель ТВ3-117», Руководство по технической эксплуатации, изд. ГОСНИИГА, 1986 г., т.2, рис.6, стр.14/13).

Недостатком указанной САУ является большой объем и масса гидромеханической части, т.к. практически все функции управления реализованы в ней, а электронное управление осуществляет только ограничение температуры газов и коррекцию частоты вращения. Это снижает надежность САУ, т.к. мало того, что система сложна, отказ любого элемента гидромеханики приводит к отказу управления двигателем, т.е. резервирование или возможность частичной деградации САУ не предусмотрена.

Наиболее близким техническим решением является система подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая связанную с двухканальным электронным блоком гидромеханическую часть (ГМЧ). ГМЧ включает в себя насос, дозатор, связанный пружиной с клапаном сравнения, датчик положения дозатора, электрогидропреобразователь, золотник-селектор переключения с основного на резервное управление, клапан постоянного перепада давлений на дозаторе, клапан постоянного давления, задатчик командного давления в виде междроссельной линии с дросселем переменной площади, связанным с рычагом управления двигателем. В канале питания дозатора установлено гидравлическое сопротивление в виде двух параллельных дросселей, один из которых соединен с управляющей полостью дозатора через золотник-селектор, а канал питания через золотник-селектор соединен с управляющей кромкой золотника (см. патент РФ №2324065, МПК F02C 9/24, 2006 г.).

При работе электронного блока расход в двигатель определяется одним или другим каналом электроники, а при отказе электронного блока включается резервное управление в гидромеханической части, при котором расход в двигатель определяется положением рычага управления двигателем.

Эта система обеспечивает хорошую надежность при использовании на одномоторных летательных аппаратах или при использовании более одного двигателя на самолетах, но применение такой САУ на двухдвигательном вертолете возможно только при работе электронных регуляторов. В случае отказа электроники на одном или двух двигателях и переходе на резервное управление обеспечение равной мощности при работе двух двигателей на привод винта вертолета становится практически невозможным, что снижает надежность ее работы и сужает область применения.

Техническим результатом, на решение которого направлено предлагаемое техническое решение, является расширение области применения системы подачи топлива, повышение надежности ее работы при уменьшении массы и габаритов системы.

Технический результат достигается тем, что в системе подачи топлива для спарки вертолетных газотурбинных двигателей, содержащей две гидромеханические части, каждая из которых связана с соответствующим электронным блоком управления двигателем и содержит насос, дозирующий элемент, связанный через пружину с клапаном сравнения, управляющая полость которого соединена с междроссельной линией, образованной дросселем постоянной площади и дросселем переменной площади, выполненным на золотнике, связанном с рычагом управления двигателем, клапан постоянного перепада давлений, клапан постоянного давления, электрогидропреобразователь и датчик положения дозирующего элемента, соединенные с соответствующим электронным блоком и дозирующим элементом, электромагнитный клапан с золотником-селектором переключения с основного режима на резервный режим управления, в каждую гидромеханическую часть введены синхронизатор мощности двигателей и ограничитель частоты вращения свободной турбины, соединенные с междроссельной линией, электромагнитный клапан с золотником-селектором для переключения с режима синхронизации на режим ограничения частоты вращения свободной турбины, связанный с электронным блоком другого двигателя, и клапан фиксации дозирующего элемента, управляющая полость которого соединена с электромагнитным клапаном, золотником-селектором переключения с основного режима на резервный и золотником, связанным с рычагом управления двигателем.

Отличительные признаки, а именно введение в каждую гидромеханическую часть синхронизатора мощности двигателей и ограничителя частоты вращения свободной турбины, соединенных с междроссельной линией, электромагнитного клапана с золотником-селектором для переключения с режима синхронизации на режим ограничения частоты вращения свободной турбины, связанного с электронным блоком другого двигателя, и клапана фиксации дозирующего элемента, управляющая полость которого соединена с электромагнитным клапаном, золотником-селектором переключения с основного режима на резервный и золотником, связанным с рычагом управления двигателем, позволяют надежно использовать предложенную систему на двухмоторных вертолетах, т.к. система выполнена таким образом, что электронный блок управления за счет изменения положения дозирующего элемента выполняет все функции по управлению, защите и обеспечению равной мощности для двух двигателей, работающих на винт вертолета. При отказе одного канала регулирования в работу вступает другой канал электронного блока управления, в гидромеханической части предусмотрено резервное управление, обеспечивающее синхронизацию двигателей при отказе электронного блока управления одного из двигателей или обеспечивающее ограничение частоты вращения винтов вертолета при отказе электронных блоков обоих двигателей.

Таким образом, значительно повышается надежность и снижаются масса и габариты системы за счет перераспределения большинства функций в электронные блоки управления двигателями.

Предложенная система представлена на чертежах фиг.1 и 2 и описана ниже, где на фиг.1 показана схема соединения электронных блоков управления спаркой вертолетных газотурбинных двигателей с элементами гидромеханических частей системы подачи топлива; на фиг.2 представлена гидромеханическая часть системы подачи топлива вертолетного газотурбинного двигателя.

Схема (см. фиг.1) содержит две гидромеханические части управления первым и вторым двигателями, каждая из которых связана с соответствующим электронным блоком управления.

Каждая гидромеханическая часть (см. фиг.2) содержит насос 1, соединенный топливной магистралью с дозирующим элементом 2, связанным с датчиком 3 положения и через пружину 4 обратной связи с клапаном сравнения 5, клапан 6 постоянного перепада давлений на дозирующем элементе, клапан 7 постоянного давления топлива, электрогидропреобразователь 8, соединенный через селектор 9 с управляющей полостью 10 дозирующего элемента 2.

Электрогидропреобразователь 8 и датчик 3 соединены с соответствующим электронным блоком управления (см. фиг.1).

Управляющая полость 11 клапана сравнения 5 соединена с междроссельной линией 12, образованной дросселем 13 постоянной площади и дросселем переменной площади, выполненным на золотнике 14, связанном с рычагом управления двигателем 15, а через золотник-ограничитель 16 минимального расхода и золотник-селектор 17 соединена с золотником 18 синхронизатора 19 мощности двигателей, и через золотник 20 с ограничителем частоты вращения свободной турбины 21.

Клапан 7 постоянного давления через дроссель 22 соединен с управляющей полостью 23 клапана 24 фиксации дозирующего элемента 2, через дроссель 25 - с золотниками-селекторами 9 и 26 и электромагнитным клапаном 27 переключения на резервное управление, через дроссель 28 - с управляющей полостью 10 дозирующего элемента 2, а через клапан питания 29 - с ограничителем частоты вращения свободной турбины 21.

Управляющая полость 10 дозирующего элемента 2 через клапан фиксации 24 и селектор 9 соединена с электрогидропреобразователем 8 и через дроссель 30 - с клапаном сравнения 5.

Управляющая полость 23 клапана 24 соединена с золотником 31, связанным с рычагом управления двигателем 15, а через дроссель 32 соединена с золотником-селектором 17 и с электромагнитным клапаном 33 фиксации дозирующего элемента 2, связанным с электронным блоком управления другого двигателя (см. фиг.1).

Система работает следующим образом

Насос 1 подает топливо к дозирующему элементу 2, на котором поддерживается постоянный перепад давлений клапаном 6 за счет перепуска избытков топлива на вход в насос (в слив).

На основном режиме при работе электронного блока управления электромагнитные клапаны 27 и 33 (запитаны) открыты, при этом клапан 24 фиксации дозирующего элемента 2 открыт, золотники-селекторы 9 и 26 находятся в положении, при котором управление дозирующим элементом 2 (управление подачей топлива) осуществляется электрогидропреобразователем 8, а золотник-селектор 17 соединяет управляющую полость 11 клапана сравнения 5 с золотником 18 синхронизатора 19. Рычаг управления двигателем 15 находится в положении, соответствующем максимальной подаче топлива в двигатель на основном режиме.

Электрогидропреобразователь 8 при изменении тока питания, подаваемого от электронного блока управления, формирует командное давление в управляющей полости 10 дозирующего элемента 2, под действием которого золотник дозирующего элемента 2 перемещается, изменяя площадь дозирующего сечения и подачу топлива в двигатель.

Сигнал от датчика положения 3, пропорциональный величине расхода топлива, подаваемого в двигатель, передается в электронный блок управления двигателем.

При отказе электронного блока управления одного из двигателей снимается питание с электромагнитного клапана 27, который закрывается и перекрывает слив из полостей под торцами золотников-селекторов 9 и 26. Золотники-селекторы 9 и 26 под действием давления занимают положение, изображенное на фиг.2, при котором управляющая полость 10 дозирующего элемента 2 через дроссель 30 соединяется с клапаном сравнения 5, а управляющую полость 23 клапана 24 клапан-селектор 26 отсоединяет от слива.

Происходит переход на резервное управление двигателем. Управление дозирующим элементом 2 (подачей топлива) осуществляется клапаном сравнения 5, на который, с одной стороны, действует давление в управляющей полости 11, а с другой - усилие от пружины 4 обратной связи. Давление в управляющей полости 11, соединенной с междроссельной линией 12, определяется входным дросселем 13 постоянной площади и выходными дросселями переменной площади, выполненными на золотниках 14 и 18. Площадь дросселя, выполненного на золотнике 14, определяется положением рычага управления двигателем 15, а площадь дросселя, выполненного на золотнике 18 синхронизатора 19, зависит от перепада давления воздуха (Р₂) за компрессором двигателя с отказавшим электронным блоком управления и давлением (Р₂) за компрессором другого двигателя, находящегося под управлением электронного блока.

Рассогласование давлений Р₂ приводит к перемещению золотника 14 синхронизатора 19, изменению площади дросселя, выполненного на золотнике 14 и, как следствие, к изменению давления в управляющей полости 11 клапана сравнения 5, что нарушает равновесие сил на клапане сравнения. Клапан сравнения 5 перемещается, изменяя слив из управляющей полости дозирующего элемента 2, что ведет к появлению перепада давлений на дозирующем элементе 2. Дозирующий элемент 2 под действием перепада давлений перемещается и изменяет подачу топлива в двигатель до величины, при которой давление за компрессором двигателя с отказавшим электронным блоком управления становиться равным давлению за компрессором другого двигателя, управляемого электронным блоком. Осуществляется синхронизация работы двигателей при отказе одного из электронных блоков управления.

Максимальная подача топлива в двигателе определяется площадью дросселя на золотнике 14, когда дроссель на золотнике 18 синхронизатора 19 закрывается полностью.

При перемещении дозирующего элемента 2 изменяется усилие на пружине 4 обратной связи, и равновесие сил на клапане сравнения 5 восстанавливается.

При отказе электронных блоков управления на двух двигателях управление двигателями осуществляется на резерве по ограничению частоты вращения свободной турбины.

Снимается питание с электромагнитного клапана 33, и клапан закрывается, перекрывая слив из управляющей полости 23 клапана 24 и из полости золотника селектора 17. Клапан 24 запирает управляющую полость 10 и фиксирует положения дозирующего элемента 2 (величину подачи топлива в двигатель в момент отказа электронного блока управления).

Золотник-селектор 17 под действием давления перемещается и отсекает междроссельную линию 12 с управляющей полостью 11 клапана сравнения 5 от дросселя переменного сечения золотника 18 синхронизатора 19 и соединяет с дросселем переменного сечения золотника 20, управляемого ограничителем частоты вращения свободной турбины 21.

Переход управления двигателем по ограничению частоты вращения свободной турбины происходит при переводе рычага управления двигателем 15 в положение, соответствующее заданной максимальной подаче топлива для этого режима. При этом золотник 31 соединяет управляющую полость 23 со сливом. Клапан 24 открывает управляющую полость 10 дозирующего элемента 2, обеспечивая снятие фиксации дозирующего элемента 2 (подачи топлива), и соединяет ее с клапаном сравнения 5, восстанавливая управление дозирующим элементом 2 (подачей топлива) клапаном сравнения 5.

Ограничитель частоты вращения свободной турбины 21 вырабатывает командное давление, пропорциональное частоте вращения свободной турбины двигателя, которое определяет площадь переменного дросселя золотника 20 и давление в управляющей полости 11 клапана сравнения 5.

Постоянное давление к ограничителю частоты вращения свободной турбины 21 подводится через клапан питания 29, который с ростом командного давления увеличивает расход топлива, подводимый к датчику командного давления 21.

Золотник-ограничитель 16 минимального расхода при достижении заданного минимального уровня давления в междроссельной линии 12 с управляющей полостью 11 клапана сравнения 5, отсекает междроссельную линию 12 от переменных дросселей на золотниках 18 и 20, не позволяя подаче топлива снизиться ниже заданной.

Таким образом, обеспечивается надежная работа системы на всех режимах работы спарки двигателей, возможность работы на двухмоторных вертолетах и уменьшены ее масса и габариты за счет перераспределения большинства функций на электронные блоки управления двигателями.