СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

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

Известен способ защиты ГТД от перегрева газогенератора, реализованный в гидромеханической САУ с электронным ограничителем температуры газов за турбиной, заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с предельно допустимым, если измеренная температура газов превысила предельное значение на наперед заданную величину, выключают двигатель, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.180-182.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на одномоторных летательных аппаратах (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ защиты ГТД заключающийся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска двигателя через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в двигатель на время 0,3…0,5 секунд, патент РФ №2329388 от 20 июля 2008 г.

Недостатком известного способа является следующее. На режиме взлета самолета при сбое в канале измерения температуры газов, приводящем к завышению измеренной температуры относительно истинной, возможно неограниченное уменьшение расхода топлива в КС и, как следствие, потеря тяги двигателя, что снижает его надежность как основного элемента силовой установки (СУ) самолета и безопасность самого самолета.

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

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя, заключающемся в том, что измеряют температуру газов за турбиной, сравнивают ее значение с заданным, если измеренная температура газов превысила заданное значение, уменьшают расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТД до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения, на режиме запуска двигателя через равные промежутки времени, заданные заранее, вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени, величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в двадцать пять раз больше, чем заданный промежуток времени, вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя, если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени, формируют сигнал «Опасный режим работы двигателя» и прекращают подачу топлива в двигатель на время 0,3…0,5 секунд, дополнительно в зависимости от положения РУД, закрылков и стояночного тормоза самолета, частоты вращения турбокомпрессора двигателя формируют сигнал «Блокировка взлетного режима» (БВР), по положению РУД формируют минимально допустимое значение частоты вращения турбокомпрессора, сравнивают минимально допустимое значение частоты вращения и измеренное, полученное рассогласование используют в качестве ошибки регулирования для управления расходом топлива в КС до момента снятия сигнала БВР.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД 1), электронный регулятор 2 (РЭД 2), агрегат 3 дозирования топлива (ДТ 3), клапан 4 прекращения подачи топлива (КО 4), причем ДТ 3 подключен к БД 1, а КО 4 - к ЭР 2, сигнальное табло 5 «Опасный режим работы двигателя», подключенное к ЭР 2.

РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), в котором содержится программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1 и ДТ 3), оперативное запоминающее устройство (ОЗУ), необходимое для обработки процессором БЦВМ поступающей из УВВ информации, репрограммируемое запоминающее устройство (РПЗУ), необходимое для хранения информации, относящейся к индивидуальным характеристикам двигателя (эксплуатационные регулировки, наработки, остаток ресурса). БЦВМ, ПЗУ, ПО, УВВ, ОЗУ, процессор, РПЗУ на чертеже не показаны.

Устройство работает следующим образом.

В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют температуру газов за турбиной и сравнивают ее значение с заданным, хранящимся в ПЗУ (для двигателя ПС-90А2 производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, заданная температура газов за турбиной низкого давления равна 855 К). Если измеренная температура газов превысила заданное значение, по команде РЭД 2 с помощью ДТ 3 уменьшают расход топлива в КС до тех пор, пока измеренная температура газов не станет меньше заданного значения.

Дополнительно на режиме запуска двигателя в РЭД 2:

- через равные промежутки времени, заданные заранее (например, для электронных регуляторов РЭД-90, входящих в САУ двигателей ПС-90А, этот промежуток составляет 0,02 секунды), вычисляют величины изменения температуры газов и частоты вращения ротора двигателя за заданный промежуток времени;

- величины изменения фильтруют с помощью апериодического звена первого порядка с постоянной времени в десять раз больше, чем заданный промежуток времени (для двигателей ПС-90А эта постоянная составляет 0,5 секунды);

- вычисляют отношение отфильтрованной величины изменения температуры газов к отфильтрованной величине изменения частоты вращения ротора двигателя;

- сравнивают отношение с наперед заданной величиной (для двигателей ПС-90А эта величина составляет 0,48 К х секунду);

- если отношение превышает наперед заданную величину в течение наперед заданного времени (для двигателей ПС-90А это время составляет 0,5 секунды), формируют сигнал на табло 5 «Опасный режим работы двигателя» и на время 0,3…0,5 секунды прекращают подачу топлива в КС двигателя, включив КО 4.

Обычно этого хватает, чтобы опасный для газогенератора рост температуры газов прекратился, и двигатель начал работать нормально.

Дополнительно в РЭД 2 зависимости от положения РУД, закрылков и стояночного тормоза самолета, частоты вращения турбокомпрессора двигателя (вся эта информация поступает в РЭД 2 из БД 1) формируют сигнал «Блокировка взлетного режима» (БВР), который выдается из РЭД 2 в регистрирующую аппаратуру самолета (не показана).

Сигнал БВР, например, на самолете Ту-204СМ с двигателями ПС-90А2 формируется при выполнении следующих условий:

- α_руд≥58° (положение РУД),

и

- отсутствие сигнала «Закрылки убраны»,

и

- наличие сигнала «Стояночный тормоз выключен»,

и

- n вд. ≥ 12055 об/мин (частота вращения турбокомпрессора двигателя).

При наличии сигнала БВР в РЭД 2 по положению РУД формируют минимально допустимое значение частоты вращения турбокомпрессора, сравнивают минимально допустимое значение частоты вращения и измеренное, полученное рассогласование до момента снятия сигнала БВР используют в качестве ошибки регулирования для формирования управляющего воздействия на ДТ 3, положение которого определяет величину расхода топлива в КС.

Таким образом, за счет повышения качества управления двигателем на режиме взлета самолета обеспечивается защита от сбоев в аппаратуре управления двигателем, приводящих к уменьшению расхода топлива в КС и, как следствие, потере тяги двигателя.

Это повышает надежность работы СУ и безопасность самолета.