СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ ВЕРТОЛЕТА Российский патент 2013 года по МПК B64C27/04 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления двухдвигательных силовых установок вертолетов.

Известен способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной и преобразовании ее в управляющее воздействие (патент США №3820323 кл. 60-39.28R, 1977 г.).

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя («Руководство по эксплуатации двигателя ТВ3-117», ОАО «Мотор сич», Запорожье, 1986 г., с.23-27).

Недостатком известного способа управления силовой установкой вертолета является следующее.

Способ не обеспечивает:

- защиту двигателей при работе на повышенных температурах газа перед турбиной;

- защиту двигателей от разрушения при нарушении целостности вала между свободной турбиной и редуктором;

- защиту вертолета при выключении одного из двигателей в полете.

Это снижает надежность работы силовой установки и безопасность вертолета.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие повышение надежности работы силовой установки и безопасности вертолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающемся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя, дополнительно с помощью первого электронного агрегата (ЭРД) измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, с помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной, с помощью ЭРД двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова в HP, с его помощью прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство, реализующее способ, содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), первый электронный регулятор 2 (ЭРД), гидромеханический регулятор 3 (HP), включающий в себя блок 4 электрогидропреобразователей (ЭГП), вход которого при подключении к выходу ЭРД 2, а выходы - к последовательно соединенным дозатору 5 и клапану 6 останова (КО), второй электронный регулятор 7 (РТ), вход которого подключен к БД 1, а выход - к ЭРД 2, второй БД 8, подключенный к счетно-решающему устройству 9 (ГР) в HP 3, второй вход ГР 9 подключен к блоку 4, а выход - к дозатору 5.

ЭРД 2 и РТ 7 представляют собой специализированные БЦВМ, состоящие из устройства ввода/вывода (УВВ) и вычислителя (процессор; постоянное запоминающее устройство - ПЗУ, с записанным в него специализированным программным обеспечением - СПО, оперативное ЗУ - ОЗУ).

Устройство работает следующим образом.

С помощью БД 8 измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины. С помощью ГР 9 HP 3 по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор 5 топлива в HP 3 и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя.

Например, управление двигателем ТВ3-117 осуществляется с помощью агрегата НР-3 следующим образом.

На запуске двигателя дозирование топлива осуществляется по программе

где

Рт1 - давление топлива в первом коллекторе КС,

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя,

Рн - давление воздуха на входе в двигатель.

Дополнительно агрегат HP-3 на запуске двигателя обеспечивает отключение стартера по частоте вращения ротора турбокомпрессора.

На режиме «малого» газа дозирование топлива осуществляется одним из контуров управления (для выбора контура обеспечивается селекция по минимуму):

где

n тк min - минимально допустимая частота вращения ротора турбокомпрессора,

и

где

G т min - минимально допустимый расход топлива в КС двигателя.

Настройка программы (3) имеет два значения: для земного «малого» газа и полетного «малого» газа. Переключение производится в зависимости от давления воздуха на входе в двигатель.

На промежуточных режимах дозирование топлива осуществляется одним из контуров управления (для выбора контура обеспечивается селекция по минимуму):

где

n тк - заданная частота вращения ротора турбокомпрессора,

α руд - положение рычага управления двигателем,

Твх. - температура воздуха на входе в двигатель,

и

где

n ст - частота вращения ротора свободной турбины.

На взлетном режиме в управлении дозированием топлива дополнительно участвует контур ограничения максимальной частоты вращения ротора турбокомпрессора:

где

n тк max - максимально допустимая частота вращения ротора турбокомпрессора

Твх. - температура воздуха на входе в двигатель.

На приемистости дозирование топлива осуществляется по программе:

где

G т an - заданный расход топлива в КС двигателя,

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя,

n тк - частота вращения ротора турбокомпрессора.

На сбросе дозирование топлива осуществляется по программе:

где

G т ас - заданный расход топлива в КС двигателя,

τ - время.

Дополнительно, на ряде режимов полета вертолета по команде пилота выполняется синхронизация мощности двигателей силовой установки. Синхронизация осуществляется по давлению воздуха за компрессором (Рк) за счет «подводки» двигателя с меньшим Рк к двигателю с большим Рк.

Останов двигателя осуществляется по команде пилота за счет прекращения подачи топлива в КС с помощью блока 4 и КО 6.

Количественные характеристики зависимостей 1-8 приведены в книге «Руководство по эксплуатации двигателя ТВЗ-117», ОАО «Мотор сич», 3апорожье, 1986 г., с.40, 87-99.

Дополнительно с помощью первого электронного агрегата ЭРД 2 и БД 1 измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, в ЭРД 2 сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» по команде ЭРД 2 увеличивают с помощью блока 4 настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в ГР 9 HP 3 на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель.

Так, например, для двигателя ТВЗ-117 наперед заданная величина рассогласования частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей составляет 5%, а величина увеличения настройки ограничителя (6) ГР 9 в HP 3 - до 15% в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель.

Это обеспечивает возможность увеличить взлетную тягу двигателя ТВЗ-117 на чрезвычайном режиме на (15-20) %. Для вертолетов класса Ми-8 и Ка-50 этого достаточно для того, чтобы при выключении одного из двигателей успешно завершить полет.

Таким образом, за счет повышения качества управления двигателем обеспечивается повышение надежности работы силовой установки и безопасности вертолета.

Дополнительно, с помощью второго электронного регулятора РТ 7 и БД 1 измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на уменьшение расхода топлива в КС. Управляющее воздействие РТ 7 поступает в ЭРД 2, где оно селектируется по минимуму с управляющим воздействием ЭРД 2. Отселектированное воздействие подается из ЭРД 2 в блок 4 и далее на дозатор 5. Изменяя положение дозатора 5, уменьшают расход топлива в КС до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной.

Для двигателя ТВЗ-117, например, предельно допустимая температура газов составляет 750°С.

Таким образом, обеспечивается защита двигателя от перегрева турбины, что повышает надежность его работы и обеспечивает «правильную» выработку ресурса газогенератора.

Использование двух относительно простых регуляторов (ЭРД и РТ) и практически полноразмерного резервного регулятора HP на вертолетном двигателе вместо одного регулятора типа FADEC позволяет обеспечить экономию средств при оснащении и эксплуатации вертолета. Так, например, суммарная цена агрегатов ЭРД-ЗВМ, РТ-12-6 и НР-3 для двигателя ТВЗ-117ВМ в 3,5 раза ниже цены агрегата РЭД-90А2М для двигателя ПС-90А2.

Дополнительно с помощью ЭРД 2 двумя независимыми датчиками в БД 1 измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова (блок 4 и КО 6 в HP 3), с его помощью прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель.

Для двигателя ТВЗ-117, например, предельно допустимая частота вращения ротора свободной турбины составляет 118%. Дублирование замера частоты вращения ротора свободной турбины необходимо для защиты от ложных выключений двигателя.

Таким образом, обеспечивается защита двигателя от разрушения при нарушении целостности вала между свободной турбиной и редуктором, что повышает надежность его работы и обеспечивает повышение безопасности вертолета.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов. Сущность изобретения заключается в измерении и сравнении частот вращения роторов турбокомпрессоров своего и соседнего двигателей на взлетном режиме. При рассогласовании этих частот больше заданной величины, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим», увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель. С помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора и сравнивают ее с предельно допустимой. При увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой, формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной. С помощью ЭРД, двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины и сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой. Если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора двигателя»; а если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую - то формируют сигнал на механизм останова в HP и выключают двигатель. Повышается надежность работы силовой установки вертолета. 1 ил.

Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателей, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя, отличающийся тем, что дополнительно с помощью первого электронного агрегата (ЭРД) измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, с помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной, с помощью ЭРД двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова в HP, с его помощью прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.