СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2014 года по МПК F04D27/00 

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

Известен способ управления механизацией ГТД, реализованный в гидромеханической САУ (Боднер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов. М.: «Машиностроение», 1973, с.81).

Способ заключается в том, что в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора перекладывают из положения «закрыто» в положение «открыто», а клапаны перепуска воздуха (КПВ) из-за компрессора - из положения «открыто» в положение «закрыто».

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления механизацией ГТД, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения ротора компрессора и температуру воздуха на входе в двигатель, формируют значение приведенной частоты вращения ротора компрессора, по приведенной частоте вращения ротора компрессора формируют заданное положение лопаток ВНА, измеряют фактическое положение лопаток ВНА и подают управляющее воздействие на привод лопаток ВНА до тех пор, пока фактическое положение ВНА не станет равным заданному, если приведенная частота ротора вращения компрессора ниже наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя в процессе его сдаточных испытаний на стенде и регулируемой в процессе эксплуатации двигателя, подают управляющее воздействие на привод КПВ и удерживают КПВ в положении «закрыто», если приведенная частота вращения ротора компрессора выше наперед заданной величины, удерживают КПВ в положении «открыто».

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 лопаток ВНА, температуры воздуха на входе в двигатель). В отличие от них практически «до конца» работают 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 ДТ-14 разработки ОАО «СТАР»), которые имеют специальную защиту, позволяющую работать в условиях повышенной температуры окружающей среды.

Несмотря на это при реализации в САУ известного способа управления потеря информации о положении лопаток ВНА и температуре воздуха на входе в двигатель из-за отказа датчиков, вызванного пожаром в мотогондоле двигателя, не позволит обеспечить поддержание взлетной тяги двигателя из-за невозможности определить управляющее воздействие на приводы лопаток ВНА и КПВ.

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 механизацией компрессора ГТД, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения ротора компрессора и температуру воздуха на входе в двигатель, формируют значение приведенной частоты вращения компрессора, по приведенной частоте ротора вращения компрессора формируют заданное положение лопаток ВНА, измеряют фактическое положение лопаток ВНА и подают управляющее воздействие на привод лопаток ВНА до тех пор, пока фактическое положение ВНА не станет равным заданному, если приведенная частота вращения ротора компрессора ниже наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя в процессе его сдаточных испытаний на стенде и регулируемой в процессе эксплуатации двигателя, подают управляющее воздействие на привод КПВ и удерживают КПВ в положении «закрыто», если приведенная частота вращения ротора компрессора выше наперед заданной величины, удерживают КПВ в положении «открыто», дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, в течение наперед заданного времени формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, удерживающее лопатки ВНА в положении «открыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, удерживающее КПВ в положении «закрыто», по истечении наперед заданного времени прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС), формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, переводящее лопатки ВНА в положение «закрыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, переводящее КПВ в положение «открыто», и выключают двигатель.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 двигателя (РЭД), блок 3 электрогидропреобразователей (ЭГП), привод 4 лопаток ВНА, привод 5 КПВ, клапан 6 останова (КО), управляемый вход КО 6 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 частоту вращения ротора компрессора и температуру воздуха на входе в двигатель.

По хранящимся в ПЗУ РЭД 2 наперед заданным зависимостям:

- формируют значение приведенной частоты вращения ротора компрессора, Так, например, в РЭД-14 приведенная частота вращения рассчитывается по зависимости

$$n{}_{пр}=n_{изм}\sqrt{228/{Т}_{вч}},(1)$$

где n_пр - приведенная частота вращения ротора компрессора, об/мин;

n_изм - измеренная частота вращения ротора компрессора, об/мин;

Т_вх - измеренная температура воздуха на входе в двигатель, К.

- по приведенной частоте вращения компрессора формируют заданное положение лопаток ВНА.

В РЭД-14 для двигателя ПД-14 заданное положение лопаток ВНА формируется по зависимости

Таблица 1 α_{вна.зад}> -50 -30 0 n_пр, ≤(9650+R_вна1) (12820+R_вна3) ≥(15300+R_вна2)

где α_{вна.зад} - заданное положение лопаток ВНА, градусы;

n_пр - приведенная частота вращения ротора компрессора двигателя,об/мин;

R_вна1,2,3 - регулировки, значения которых определяются при сдаточных испытаниях двигателя и могут меняться в процессе эксплуатации (например, по мере выработки ресурса двигателя или при изменении климатического пояса, в котором эксплуатируется двигатель), об/мин.

В промежутках между значениями, указанными в таблице 16, величина α_{вна.зад.} изменяется по линейному закону.

- с помощью БД 1 измеряют фактическое положение лопаток ВНА и подают управляющее воздействие из РЭД 2 через ЭГП 3 на привод 4 лопаток ВНА до тех пор, пока фактическое положение ВНА не станет равным заданному.

В САУ двигателя ПД-14 замер фактического положения лопаток ВНА осуществляют с помощью датчика положения типа LVDT.

Формирование управляющего воздействия в РЭД-14 выполняют по разнице между заданным и измеренным положением лопаток ВНА по пропорционально-интегральному закону регулирования.

Управляющее воздействие из РЭД-14 выдается в виде тока в миллиамперах на ЭГП типа ПС-7-7.

В качестве привода лопаток ВНА на двигателе ПД-14 используются гидроцилиндры.

Далее, если приведенная частота вращения компрессора ниже наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя в процессе его сдаточных испытаний на стенде и регулируемой в процессе эксплуатации двигателя, подают управляющее воздействие на привод КПВ и удерживают КПВ в положении «открыто», если приведенная частота вращения компрессора выше наперед заданной величины, удерживают КПВ в положении «закрыто».

Электронный регулятор РЭД-14 должен выдавать управляющий сигнал на открытие КПВ при:

$$n_{пр}\le \left(10100+R_{КПВ}^{ОТКР}\right),(2)$$

где n_пр - приведенная частота вращения ротора компрессора двигателя, об/мин;

$$R_{КПВ}^{ОТКР}$$ - регулировка, значения которой определяются при сдаточных испытаниях двигателя и могут меняться в процессе эксплуатации (например, по мере выработки ресурса двигателя или при изменении климатического пояса, в котором эксплуатируется двигатель), об/мин.

Электронный регулятор РЭД-14 должен выдавать управляющий сигнал на закрытие КПВ при:

$$n_{пр}\ge \left(10100+R_{КПВ}^{ОТКР}\right),(3)$$

где n_пр - приведенная частота вращения ротора компрессора двигателя,об/мин;

$$R_{КПВ}^{ОТКР}$$ - регулировка, значения которой определяются при сдаточных испытаниях двигателя и могут меняться в процессе эксплуатации (например, по мере выработки ресурса двигателя или при изменении климатического пояса, в котором эксплуатируется двигатель), об/мин.

Гистерезис между точкой закрытия и точкой открытия в 150 об/мин предусмотрен для предотвращения «хлопанья» КПВ при работе двигателя на режиме, близком по частоте вращения компрессора к (10100…10250) об/мин.

Управляющее воздействие из РЭД-14 выдается в виде напряжения в вольтах на ЭГП типа MKT.

В качестве привода КПВ на двигателе ПД-14 используются гидроцилиндры. Дополнительно при поступлении в РЭД 2 в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета (не показана), в течение наперед заданного времени формируют с помощью ЭГП 3 управляющее воздействие на привод 4 лопаток ВНА, удерживающее лопатки ВНА в положении «открыто», и управляющее воздействие на привод 5 КПВ, удерживающее КПВ в положении «закрыто».

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 - не показана);

- 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).

По истечении наперед заданного времени по команде РЭД 2 с помощью КО 6 прекращают подачу топлива в КС, с помощью ЭГП 3 формируют управляющее воздействие на привод 4 лопаток ВНА, переводящее лопатки ВНА в положение «закрыто», и управляющее воздействие на привод 5 КПВ, переводящее КПВ в положение «открыто», и выключают двигатель.

Таким образом, за счет поддержания расхода воздуха через двигатель, обеспечивающего взлетную тягу, выполняется 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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, в течение наперед заданного времени формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, удерживающее лопатки ВНА в положении «открыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, удерживающее КПВ в положении «закрыто», по истечении наперед заданного времени прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС), формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, переводящее лопатки ВНА в положение «закрыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, переводящее КПВ в положении «открыто», и выключают двигатель. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления механизацией компрессора двигателя на взлете самолета, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета. 1 ил.

Способ управления механизацией компрессора ГТД, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения ротора компрессора и температуру воздуха на входе в двигатель, формируют значение приведенной частоты вращения компрессора, по приведенной частоте ротора вращения компрессора формируют заданное положение лопаток входного направляющего аппарата компрессора (ВНА), измеряют фактическое положение лопаток ВНА и подают управляющее воздействие на привод лопаток ВНА до тех пор, пока фактическое положение ВНА не станет равным заданному, если приведенная частота вращения ротора компрессора ниже наперед заданной величины, определяемой для каждого двигателя в процессе его сдаточных испытаний на стенде и регулируемой в процессе эксплуатации двигателя, подают управляющее воздействие на привод клапанов перепуска воздуха из-за компрессора (КПВ) и удерживают КПВ в положении «закрыто», если приведенная частота вращения ротора компрессора выше наперед заданной величины, удерживают КПВ в положении «открыто», отличающийся тем, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, в течение наперед заданного времени формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, удерживающее лопатки ВНА в положении «открыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, удерживающее КПВ в положении «закрыто», по истечении наперед заданного времени прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС), формируют управляющее воздействие на привод лопаток ВНА, переводящее лопатки ВНА в положение «закрыто», и управляющее воздействие на привод КПВ, переводящее КПВ в положение «открыто», и выключают двигатель.