Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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

Известен способ управления ГТД реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., с.123-125.

Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что измеряют положение рычага (РУД) управления двигателем, частоты вращения вентилятора и его турбины (СТ), давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения вентилятора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельные для данного двигателя значения температуры газов за турбиной газогенератора и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение частоты вращения вентилятора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение частоты вращения СТ и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом автомата приемистости (АП), отселектированную величину подают в пропорционально-интегральный (ПИ) регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания (КС) двигателя, Работы ведущих авиастроительных компаний в обеспечении создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор)», В.А. Скибин, В.И. Солонин, В.А. Палкин, М., ЦИАМ, 2010 г., с 42.

Недостатком известного способа является следующее.

Для двигателей нового поколения, например, двигателя ПД-14 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, входящего в состав силовой установки (СУ) самолета МС-21 разработки ОАО «Иркут», г.Москва, предъявляется следующее требование: двигатель в процессе взлета самолета должен обеспечить взлетную тягу даже в случае пожара в мотогондоле.

При использовании в САУ ПД-14 известного способа выполнить это требование невозможно в силу следующих причин.

При возникновении в мотогондоле двигателя пожара в первую очередь выходят из строя «внешние» датчики и их линии связи (датчики и линии связи, расположенные снаружи корпуса двигателя: датчики положения РУД давления и температуры воздуха на входе в двигатель). В отличие от них практически «до конца» работают датчики, расположенные в «горячей» части двигателя: термопары, датчики частоты вращения, расположенные в охлаждаемых опорах двигателя.

Электронный регулятор двигателя (для двигателя ПД-14 - это агрегат РЭД-14 разработки ОАО «СТАР», г.Пермь) и исполнительная часть САУ, обеспечивающая дозирование топлива в камеру сгорания и управление механизацией двигателя (для двигателя ПД-14 - это агрегат ДГ-14 разработки ОАО «СТАР»), имеют специальную защиту, позволяющую работать в условиях повышенной температуры окружающей среды.

Несмотря на это, при реализации в САУ известного способа управления потеря информации о положения РУД давлении и температуре воздуха на входе в двигатель, вызванная пожаром в мотогондоле двигателя, не позволит обеспечить поддержание взлетной тяги двигателя. Это снижает надежность работы СУ и безопасность самолета.

Целью изобретения является повышение надежности работы СУ и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления расходом топлива в ГТД, заключающемся в том, что измеряют положение РУД управления двигателем, частоты вращения вентилятора и СТ, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения вентилятора как функцию от положения РУД давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельные для данного двигателя значения температуры газов за турбиной газогенератора и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение частоты вращения вентилятора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение частоты вращения СТ и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП, отселектированную величину подают в ПИ-регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, подаваемого в КС двигателя, дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени, по истечении которого прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 двигателя (РЭД), электрогидропреобразователь 3 (ЭГП), дозатор 4 топлива, клапан 5 останова (КО), управляемый вход КО 5 подключен к выходу РЭД 2.

РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), на котором записано программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1 и в ЭГП 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 фигуре не показаны.

Устройство работает следующим образом.

В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют положение РУД, частоты вращения вентилятора и СТ, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора.

По хранящимся в ПЗУ РЭД 2 наперед заданным зависимостям:

- формируют заданное значение частоты вращения вентилятора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель (пример такой зависимости приведен, например, в книге «Системы автоматического управления авиационными газотурбинными двигателями. Труды ЦИАМ, №1346 (под редакцией д.т.н., проф. О.С. Гуревича)», 2010 г., с 78.

- задают предельные для данного двигателя значения температуры газов за турбиной газогенератора и частоты вращения СТ (для двигателя ПД-14 эти значения составляют 1370K по температуре газов и 8000 об./мин. по частоте вращения СТ).

Далее в РЭД 2:

- сравнивают заданное значение частоты вращения вентилятора и измеренное с помощью БД 1, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора и измеренное с помощью БД 1, сравнивают предельное для данного двигателя значение частоты вращения СТ и измеренное с помощью БД 1;

- полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП (на фигуре не показан), работающего, например, по программе

где Gт - предельно допустимый расход топлива для данного режима работы двигателя,

α_РУД - положение РУД,

- температура воздуха на входе в двигатель,

, - давление воздуха на входе в двигатель,

Pк - давление воздуха за компрессором двигателя,

nк - частота вращения компрессора двигателя.

- отселектированную величину подают в ПИ-регулятор (на фигуре не показан), где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива.

Для агрегата РЭД-14 управляющее воздействие - электрический сигнал с силой тока от минус до плюс 30 миллиампер, формируемый УВВ РЭД 2 (на чертеже не показано).

Управляющий ток из УВВ РЭД 2 подается на ЭГП 3 (для САУ двигателя ПД-14 в качестве ЭГП используется преобразователь сигналов ПС-7-5). С выхода ЭГП 3 уже гидравлический управляющий сигнал подается на дозатор 4, с помощью которого и осуществляется управление расходом топлива в КС двигателя. Сигнал из РЭД 2 на КО 5 при этом отсутствует и КО 5 находится в открытом положении.

Дополнительно при поступлении в РЭД 2 в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета (на фигуре не показана), фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора, измеренное с помощью БД 1, и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени, по истечении которого по командам РЭД 2 с помощью ЭГП 3, дозатора 4 и КО 5 прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель.

Для двигателя ПД-14 и самолета МС-21 режим взлета определяется наличием одновременного выполнения следующих условий:

- угол установки РУД больше 80° (положение РУД измеряется с помощью БД 1);

- стояночный тормоз выключен (входной для РЭД 2 сигнал из самолетной системы - на фигуре не показан);

- частота вращения ротора компрессора больше 99% (замеряется с помощью БД 1).

Наперед заданное время, в течение которого даже при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» САУ сохраняет взлетный режим двигателя - 5 минут (задано в ТЗ на САУ двигателя ПД-14).

Т.о. за счет повышения качества управления расходом топлива в КС двигателя обеспечивается нормальный взлет самолета даже при возникновении пожара в мотогондоле. После взлета самолета двигатель, в мотогондоле которого возник пожар, выключается, пожар локализуется и ликвидируется (с помощью противопожарной системы самолета). После этого самолет даже с выключенным двигателем может выполнить безопасную посадку на одном двигателе в аэропорту вылета (если это двухдвигательный самолет типа Ту-204 или МС-21) или продолжить полет (если это четырехдвигательный самолет типа Ил-96-400).

Это повышает надежность работы двигателя, как элемента СУ самолета, и безопасность самого самолета.