Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА НА ЗАПУСКЕ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

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

Известен способ управления расходом топлива на запуске ГТД, заключающийся в том, что подают в камеру сгорания (КС) двигателя постоянный расход топлива - расход розжига, определяемый для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем (Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД». М.: «Машиностроение», 1965 г., с.324-328).

Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, невозможность использования для управления современными ГТД, а именно турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности (ТРДД), такими, например, как двигатели ПС-90А и ПС-90А2.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления расходом топлива на запуске ГТД, заключающийся в том, что измеряют параметры двигателя, параметры воздушного потока на входе в двигатель и положение рычага управления двигателем (РУД), в соответствии с измеренными параметрами и положением РУД по заранее определенной зависимости определяют потребный расход топлива в КС двигателя, подводят топливо к коллекторам камеры сгорания (КС), а распределение топлива между коллекторами осуществляют с помощью агрегата распределения топлива (APT) (Раздолин М.В., Сурнов Д.Н. «Агрегаты ВРД». М.: «Машиностроение», 1973 г., с.232-235, 352).

Недостатком этого способа является следующее.

APT является достаточно сложным гидромеханическим устройством с реальной интенсивностью отказов, реальным весом и реальной стоимостью.

Так, например, цена агрегата РТ-2000, используемого для распределения топлива по коллекторам КС двигателя ТВ3-117СБМ1, входящего в состав силовой установки самолета Ан-140, составляет 16% от стоимости гидромеханической части САУ и 8,5% - от общей стоимости САУ.

Вследствие этого наличие в составе САУ APT снижает надежность работы САУ, увеличивает вес и стоимость САУ и, как следствие, снижает надежность работы двигателя и безопасность летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления расходом топлива на запуске ГТД, заключающемся в том, что измеряют параметры двигателя, параметры воздушного потока на входе в двигатель и положение РУД, в соответствии с измеренными параметрами и положением РУД по заранее определенной зависимости определяют потребный расход топлива в КС и подводят дозированное топливо к первому коллектору КС, дополнительно в процессе запуска ГТД сравнивают измеренную частоту вращения ротора двигателя с наперед заданной уставкой частоты вращения «малого газа», при достижении частотой вращения двигателя уставки «малого газа» блокируют дальнейшее увеличение заданной частоты вращения ротора двигателя на наперед заданное время, необходимое для прогрева двигателя, подключают к тракту подачи дозированного топлива второй коллектор через гидравлическое сопротивление, равное по проливке 15-20% суммарного гидравлического сопротивления форсунок первого коллектора, по истечении времени прогрева двигателя подключают второй коллектор к тракту подачи дозированного топлива напрямую и снимают блокировку заданной частоты вращения ротора двигателя.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД) параметров двигателя и воздуха на входе в двигатель, электронный регулятор 2 (ЭР) режимов работы двигателя, блок электрогидропреобразователей (ЭГП) 3, дозатор 4 топлива, переключатель 5, гидросопротивление 6, дозатор 4 через датчик 7 положения подключен к БД 1, управляемый вход переключателя 5 подключен к управляющему выходу ЭР 2.

Устройство работает следующим образом.

По измеренным с помощью БД 1 параметрам в ЭР 2 формирует по заранее определенной зависимости потребный расход топлива в КС двигателя

где

Gт зад. - потребный расход топлива,

Твх., Рвх. - температура и давления воздуха на входе в двигатель;

α руд - положение РУД;

nк, nв - частота вращения компрессора и вентилятора двигателя;

Тг - температура газов за турбиной турбокомпрессора двигателя;

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя.

В зависимости от потребного расхода топлива ЭР 2 с помощью расходной характеристики первого дозатора 4, которая заносится в энергонезависимую память ЭР 2 в процессе сдаточных испытаний двигателя, определяет заданное положение дозатора 4, сравнивает с измеренным с помощью датчика 7 и БД 1 фактическим положением дозатора 4 и осуществляет управление расходом топлива, изменяя с помощью ЭГП 3 положение дозатора 4.

Дозированное топливо подается к первому коллектору КС (не показан).

Дополнительно в процессе запуска ГТД в ЭР 2 сравнивают измеренную с помощью БД 1 частоту вращения ротора двигателя с наперед заданной уставкой частоты вращения «малого газа», которая заносится в энергонезависимую память ЭР 2 в процессе сдаточных испытаний двигателя (для двигателя ПС-90А2, например, эта уставка составляет 7900 об/мин).

При достижении частотой вращения двигателя уставки «малого газа» в ЭР 2 блокируют дальнейшее увеличение заданной частоты вращения ротора двигателя на наперед заданное время, необходимое для прогрева двигателя (для «холодного» двигателя ПС-90А2, например, это время составляет 300 с).

По команде из ЭР 2 с помощью переключателя 5 подключают к тракту подачи дозированного топлива за дозатором 4 второй коллектор (не показан) через гидросопротивление 6.

Величина сопротивления выбирается равной по проливке 15-20% суммарного гидравлического сопротивления форсунок первого коллектора.

По истечении времени прогрева двигателя по команде из ЭР 2 с помощью переключателя 5 подключают второй коллектор к тракту подачи дозированного топлива за дозатором 4 напрямую. При этом в ЭР 2 снимают блокировку заданной частоты вращения ротора двигателя, обеспечивая возможность перевода ГТД на рабочие режимы (номинал, взлет и т.д.).

Таким образом, обеспечивается снижение веса и стоимости САУ, повышение надежности работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности ЛА.