УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ РАХОДОМ ТОПЛИВА В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2013 года по МПК F02C9/26 

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

Известно устройство для управления расходом топлива в ГТД, содержащее пусковой дозатор, обеспечивающий подачу постоянного расхода топлива - расхода розжига, определяемого для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем, Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1965 г., с.324-328.

Недостатком известного устройства 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 (ТРДЦ), такими, например, как двигатели ПС-90А2 и ПД-14.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, Шульгин В.А, Гайсинский О.Я. «Двухконтурные ТРД малошумных самолетов», М., «Машиностроение», 1984 г., с.23.

Недостатком этого устройства является то, что оно не обеспечивает выполнение требований по надежности и безопасности, предъявляемых к САУ современных авиационных ГТД. Так, например, в ТЗ на САУ двигателя ПД-14 заданы следующие показатели надежности и безопасности:

- отказы САУ, приводящие к нелокализованному разрушению двигателя, не допускаются.

- средняя наработка на отказ САУ, приводящий к выключению двигателя, должна составлять не менее 1500000 часов.

- вероятность отказа САУ, приводящего к неуправляемому превышению тяги двигателя (к опасным последствиям), не более 0,7×10^-8 на один час полета.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности выключения двигателя в полете, должна быть не более 0,5×10^-8 на один час полета.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности управления режимом двигателя, должна быть не более 6,7×10^-7 на один час полета.

Снижение надежности обусловлено следующими факторами.

Сами по себе ЭМК и золотник останова являются достаточно сложными электрогидромеханическими устройствами с реальной интенсивностью отказов. В соответствии со статистикой эксплуатации, суммарная вероятность отказа пары (ЭМК + золотник останова) находится в диапазоне (0,2-0,38)×10^-5.

Т.о. предъявляемые к современным САУ ГТД требованиям не выполняются, что снижает надежность работы двигателя и безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, ЭМК, выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета.

На чертеже представлена схема заявляемого устройства.

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 (ДТ), золотник 5 останова (30), причем ДТ 4 соединен с БД 1, ЭМК 6, выход которого соединен с командной полостью ЗО 5 (на фигуре не показана), управляемый вход - со вторым выходом ЭР 2, первый гидравлический вход - с магистралью низкого давления (на фигуре обозначена Рсл), второй 7 и третий 8 ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК 6 соединен с выходом второго ЭМК 7, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК 8, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй - с магистралью высокого давления (на фигуре обозначена Рнас), управляемый вход второго ЭМК 7 соединен через диодную развязку 9 с третьим выходом ЭР 2 и тумблером 10 «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК 8 - с тумблером 10.

Устройство работает следующим образом.

На работающем двигателе ЭМК 6, 7, 8 обесточены (электросигналов уровнем 27 В с первого и второго выхода ЭР 2 и от тумблера 10 нет), командная полость ЗО 5 соединена посредством всех 3-х ЭМК с магистралью высокого давления (Рнас). ЗО 5 находится в положении «Открыт», что обеспечивает беспрепятственный подвод топлива от ДГ 4 через ЗО 5 в камеру сгорания ГТД.

В случае возникновения условий для прекращения подачи топлива в двигатель (необходимость штатного останова двигателя или необходимость аварийного останова двигателя - при раскрутке турбины вентилятора или помпаже компрессора) по командам ЭР 2 или в соответствии с командой пилота (тумблер 10 «Останов» в кабине самолета) на требуемый ЭМК подается напряжение 27 В. ЭМК, на который подано напряжение, обеспечивает соединение первого своего входа, соединенного с магистралью низкого давления (Рсл), с его выходом и одновременное отключение второго входа от данного выхода. Тем самым, независимо от положения данного ЭМК в гидравлической цепи их соединения, обеспечивается соединение командной полости ЗО 5 с магистралью низкого давления (Рсл) и, соответственно, прекращение подачи топлива в КС двигателя и соединение выхода дозатора 4 с магистралью низкого давления (Рсл).

Учитывая, что каждый канал соединения соответствующего входа ЭМК с его выходом имеет определенное гидравлическое сопротивление, для обеспечения максимально быстрого прекращения подачи топлива в двигатель в случае помпажа или в случае предотвращения раскрутки турбины вентилятора ЭМК 6, выход которого непосредственно гидравлически соединен с командной полостью ЗО 5, электрически соединен с первым и вторым выходами защиты ЭР 2.

Предложенная электрическая схема соединения ЭМК 7 с учетом гидравлической связи ЭМК с ЗО 5 обеспечивает двухканальное управление остановом двигателя как по командам ЭР 2, так и по командам из кабины - от тумблера 10.

Т.о. резервированная схема параллельно работающих электромагнитных клапанов (а именно ЭМК является «слабым» звеном в паре ЭМК+ЗО в смысле надежности) обеспечивает повышение надежности работы двигателя и безопасность ЛА.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет введения резервирования ненадежных элементов в тракте подачи топлива к КС. 1 ил.

Устройство для управления расходом топлива в газотурбинный двигатель (ГТД), содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, отличающееся тем, что дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета.