УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ИЗ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА Российский патент 1998 года по МПК F04D27/02 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно - к устройствам для предотвращения помпажа компрессоров газотурбинных двигателей.

Известны устройства для предупреждения помпажа компрессора турбореактивного двигателя [1]. Однако известные устройства для газодинамической схемы двигателя с компрессором среднего давления, выполненном на одном валу с вентилятором, оказываются неэффективными, так как не обеспечивают достаточную точность регулирования перепуска воздуха из компрессора на переменных режимах, в условиях "присоединенного вихря" и т.п.

Наиболее близким к заявляемому является устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя (ГТД), в котором сигнал на управление клапанами перепуска воздуха поступает с датчиков, фиксирующих скорость полета самолета, выраженную числом M_n, приведенную частоту вращения ротора низкого давления n_пр и высоту полета H_n [2].

Для пассажирских и транспортных самолетов диапазон измерения величины M_п составляет 0 - 0,85. Причем наиболее высокая точность замеров необходима в диапазоне величин М_п = 0,7-0,85 при управлении полетом.

Однако возникают ситуации, когда высокая точность замеров требуется при низких скоростях (< 60 км/ч), например, при разбеге перед взлетом. В этом случае М_п имеют низкую точность замеров.

В тех случаях, когда скорость самолета ниже 60 км/ч, наблюдается подсос воздуха в ГТД со всех сторон, возникает явление, условно названное "присоединенный вихрь", т. е. вихреобразный подсос воздуха с поверхности взлетно-посадочной полосы на вход в ГТД. Это явление приводит у существенной неравномерности полей давлений и скоростей воздуха в воздухозаборнике и уменьшению запасов газодинамической устойчивости (ГДУ), т.е. понижению границы помпажа компрессора.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в предотвращении помпажа компрессора двигателя самолета за счет повышения точности регулирования перепуска воздуха из компрессора при разбеге самолета перед полетом и при посадке путем увеличения запасов газодинамической устойчивости.

Сущность технического решения заключается в том, что устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, включающее датчики параметров двигателя, последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и первой группе клапанов перепуска воздуха согласно изобретению включает дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор и вторую группу клапанов перепуска воздуха, причем выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен ко второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен со входом второй группы клапанов.

Введение дополнительного датчика частоты вращения колеса шасси самолета позволяет получать достоверный сигнал о величине скорости движения самолета.

Заявляемое устройство со второй дополнительной группой клапанов перепуска воздуха (КПВ_II), связанной через исполнительный блок, дополнительные компаратор и арифметический блок с датчиком частоты вращения колеса шасси самолета, позволяет одновременно осуществлять управление двумя группами КПВ (КПВ_I и КПВ_II) в компрессоре и своевременном регулировать запас газодинамической устойчивости, предупреждая помпаж компрессора.

На фиг. 1 схематично представлен газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне к крылу самолета вблизи от поверхности взлетно-посадочной полосы. В том числе, когда скорость движения самолета ниже порогового значения V_пор, работа ГТД будет характеризоваться вихреобразным подсосом воздуха на вход в ГТД со всех сторон (фиг. 1а). По мере увеличения скорости движения наблюдается изменение течения воздуха на входе в двигатель - воздух подсасывается в двигатель только спереди, а не со всех сторон (фиг. 1б), "присоединенный вихрь" исчезает, и запасы ГТУ увеличиваются.

На фиг. 1 представлена зависимость степени повышения давления воздуха (π*к

) от приведенного по температуре воздуха на входе в каскад расхода воздуха G_b. Линия 1 - граница ГДУ без "присоединенного вихря", линия 2 - границу ГДУ с "присоединенным вихрем". Показаны также линии рабочих режимов (ЛРР): линия 3 - группы клапанов КПВ_I и КПВ_II закрыты, линия 4 - закрыта группа клапанов КПВ_I, группа КПВ_II открыта, линия 5 - открыты обе группы КПВ_I и КПВ_II .

На фиг. 3 представлена схема устройства для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета.

Блок 1 - датчики температуры на входе в двигатель (Е*_вх) и частоты вращения ротора компрессора n_k.

Блок 2 - арифметический блок, определяющий величину приведенной по температуре на входе в двигатель (T*_вх) частоты вращения ротора компрессора n_к.пр. По поступающим с выхода блока 1 значениям T*_вх и физической частоты вращения ротора компрессора (n_к) в блоке 2 осуществляется вычисление n_к.пр по зависимости
.

Блок 3 - первый компаратор, в котором осуществляется сравнение значений N_к.пр с его пороговым значением nпорк.пр

. В блоке 2 при соотношении n_к.пр> nпорк.пр вырабатывается сигнал на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха (КПВ_I). При n_к.пр≤ nпорк.пр вырабатывается сигнал на открытие первой группы КПВ_I.

Блок 4 - датчик частоты вращения колеса шасси самолета (n_ш).

Блок 5 - арифметический блок, в котором по частоте вращения колеса шасси самолета (n_ш) вычисляется скорость движения самолета (V_c) V_c = K • n_ш , где K - коэффициент пропорциональности - постоянная величина.

Блок 6 - второй компаратор, в котором осуществляется сравнение значений текущей скорости движения самолета (V_c) с его пороговым значением (Vпорc

) . При V_c≥ Vпорc вырабатывается сигнал на закрытие второй группы КПВ_II, при V_c< Vпорc вырабатывается сигнал на открытие второй группы клапанов КПВ_II.

Блок 7 - исполнительный блок первой и второй групп КПВ (КПВ_I и КПВ_II).

Блок 8 - КПВ_I.

Блок 9 - КПВ_II.

Ниже приведена работа устройства при взлете самолета.

Исходное положение: самолет стоит на исполнительном старте - V_c = 0, т. е. V_c< Vпорc

и блок 6 (второй компаратор) вырабатывает сигнал на открытие второй группы КПВ_II.

Двигатель начинает работать на режиме малого газа (МГ), тогда n_к.прМГ< nпорк.пр

, блок 3 (первый компаратор) вырабатывает сигнал через исполнительный блок 7 на открытие КПВ_I (блок 8). Открыты обе группы КПВ. Рабочая точка находится на линии 5. Запас НДУ определяется расстоянием между точкой "а" на линии 5 и точкой "б" на линии n_к.прМГ = const - на границу ГДУ с "присоединенным вихрем" (линия 2).

Для разбега и взлета самолета режим работы двигателя переводится с "малого газа" на "максимальный", при этом происходит увеличение частоты вращения компрессора n_k и, следовательно, n_к.пр. Как правило, при этом происходит увеличение запасов ГДУ и появляется необходимость закрытия КПВ. При n_к.пр> nпорк.пр

в блоке 3 формируется сигнал на закрытие КПВ через исполнительный блок 7, группа КПВ_I (блок 8) закрывается. При этом рабочая точка перемещается с линии 5 на линию 4. поскольку "присоединенный вихрь" не исчезает, так как самолет не набрал скорость, запас ГДУ определяется расстоянием между точкой "в" (на линии 4) и точкой "г" на границе ГДУ с "присоединенным вихрем" (линия 2).

Далее разбег самолета и увеличение режима происходит одновременно, при этом рабочая точка перемещается вправо по линии рабочих режимов 4, величина V_c растет. При достижении определенной величины скорости (V_c.пв) "присоединенный вихрь" исчезает граница ГДУ перемещается из положения 2 в положении 1. Значение Vпорc

выбирается из условия Vпорc> V_cп.в (V_c.п.в - это скорость самолета, при которой исчезает "присоединенный вихрь"). При этом запасы ГДУ увеличиваются, появляется возможность закрыть вторую группу клапанов КПВ_II.

При определенной скорости самолета при условии V_c> Vпорc

блок 6 вырабатывает сигнал на исполнительный блок 7 на закрытие второй группы КПВ_II (блок 9), при этом рабочая точка перемещается на линию рабочих режимов 3. Запасы ГДУ будут определяться расстоянием между точками "д" (на линии 3) и "е" на границе ГДУ без "присоединенного вихря".

При посадке самолета и снижении его скорости работа заявляемого устройства происходит в обратном порядке.

Изобретение предназначено для предотвращения помпажа компрессора двигателя за счет повышения точности регулирования перепуска воздуха из компрессора при разбеге самолета перед полетом и при посадке путем увеличения запасов газодинамической устойчивости. Устройство включает в себя датчики параметров двигателя последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и первой группе клапанов перепуска воздуха (КПВ_I). В устройстве имеются дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор и вторая группа клапанов перепуска воздуха (КПВ_I I). Выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен ко второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен с входом второй группы клапанов КПВ_I I. 3 ил.

Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, включающее датчики параметров двигателя, последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и группе клапанов перепуска воздуха, отличающееся тем, что оно включает дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор, а также группу клапанов перепуска воздуха, причем выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен к второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен с входом дополнительной группы клапанов.