СПОСОБ КОНТРОЛЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЭЛЕКТРОННОГО РЕГУЛЯТОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2024 года по МПК F02C9/28 

Изобретение относится к области авиационного газотурбинного двигателестроения, в частности к электронным цифровым системам автоматического управления с полной ответственностью типа FADEC (full authority digital engine control), размещенных на газотурбинном двигателе (ГТД).

Важным условием надежной работы электронных систем автоматического управления ГТД является соблюдение условий их эксплуатации в части воздействия множества внешних факторов (температура, синусоидальная вибрация, удар, влажность, акустический шум, молния и т.д.).

В этой связи эффективным способом обеспечения безотказной работы электронных агрегатов ГТД является автоматизированный / автоматический контроль наиболее значимых эксплуатационных факторов. Одним из таких воздействий, которое приводит к повышению интенсивности отказов цифровых узлов и сокращает срок службы электронного изделия, является температура окружающей среды. Очевидно, что контроль теплового состояния электронного оборудования должен осуществляться в режиме реального времени полета, не допуская перехода предаварийного состояния оборудования на аварийный уровень. Вышеуказанный контроль особенно актуален для электронного регулятора из состава цифровой системы управления с полной ответственностью типа FADEC (без гидромеханического резервирования), т.к. неконтролируемый отказ такого электронного регулятора может привести к нештатным выключениям двигателя в полете или к несанкционированным забросам топлива в двигатель с возможными опасными последствиями для двигателя и самолета. Важность контроля температурного состояния подтверждается и тем, что, как правило, электронный регулятор двигателя размещают в пожароопасной зоне, а значит риски его отказа из-за перегрева возрастают.

Известна бортовая система авиационного двигателя ПС-90А, которая предусматривает измерение температуры воздуха t_в в техническом отсеке под панелями газогенератора с помощью хромель-алюмелевой термопары типа Т-38. В случае превышения температуры воздуха t_в наперед заданной величины (~ 400°С) в бортовой системе БСКД-90 формируется информационный дискретный сигнал «Перегрев», который индицируется в кабине экипажа на цифровом мониторе. При появлении сигнализации о перегреве и в сочетании с информационными сигналами противопожарной системы двигателя возможно ручное включение очереди пожаротушения.

Недостатком известного аналога является то, что данный способ эффективен для устранения пожара в отсеке газогенератора и не отражает температуру воздуха в районе установки электронного регулятора двигателя, размещаемого на наружном корпусе двигателя.

Известен ряд аналогов, предусматривающих принудительную вентиляцию и охлаждение электронного оборудования ГТД, в т.ч. электронного регулятора двигателя, размещенного как на внешнем корпусе двигателя, так и в отсеке газогенератора двухконтурного двигателя (WO 2022073890 (А1) - 2022-04-14; US 2018149093 (А1) - 2018-05-31; US 6202403 (Bl) - 2001-03-20; WO 2018013347 (A1) - 2018-01-18; RU (11) 2 672 197(13)C2).

Недостатками данных аналогов является усложнение конструкции двигателя, увеличение его массы и стоимости, снижение надежности из-за необходимости применения дополнительного оборудования.

Известен ряд способов обнаружения перегрева на различных технических объектах, в том числе в отсеках силовых установок воздушных судов, предусматривающих измерение температуры и дополнительно скорости ее изменения по сопротивлению одного или нескольких чувствительных элементов терморезистивного датчика; сравнение результатов измерений с заданными пороговыми значениями, и в случае превышения измеренных величин над заданными пороговыми значениями формируют информационный сигнал о пожаре или перегреве в систему пожарной защиты объекта контроля (RU 2711136 C1; RU 2637095 CI; RU 2637094 C1; RU 2632765 C1; RU 2626716 С1).

К недостаткам известных аналогов следует отнести их низкую эффективность и косвенность оценки теплового состояния внутренних электронных плат цифрового регулятора двигателя. Кроме того, использование в алгоритме выявления перегрева параметра скорости изменения температуры может привести к ложным информационным сигналам, например, при переменном отказе электропроводки терморезистивного датчика.

В качестве прототипа (по патенту на изобретение RU 2618 171) выбран способ управления авиационным газотурбинным двигателем, включающий измерение положения рычага управления двигателем αруд, измерение параметров воздуха на входе в двигатель и параметров работы двигателя (частоту вращения вентилятора n_в, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, расход топлива GT в камеру сгорания и др.), контроль наличия входных дискретных сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI. Скорость принятия решения», стабильное поддержание расхода топлива G_T на взлете в условиях пожара по заданной логике, дополнительно измеряют температурное состояние мотогондолы двигателя Тм/г, заранее формируют заданное значение Т^задм/г температурного состояния в мотогондоле двигателя, сравнивают параметр Тм/г с Т^задм/г, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Тм/г≥Т^задм/г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива G_T до полетного малого газа, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

К недостаткам прототипа относится:

- автоматическое снижение режима работы и/или выключение двигателя в полете на основе данных о тепловом состоянии в мотогондоле или в электронном регуляторе;

- недостаточная надежность выявления факта перегрева регулятора на основе только одного параметра температуры. Например, в случае недостоверных данных от термосопротивления или хромель-копелевой термопары возможно формирование ложной информации о перегреве в мотогондоле (и выключение двигателя).

- в снижении режима работы двигателя и/или в его выключении просто нет необходимости, если экипаж может вручную парировать перегрев в мотогондоле, вызванный, например, поломкой трубопроводов отбора нагретого воздуха из компрессора;

- контроль теплового состояния ограничивается только взлетным режимом, что снижает эффективность контроля воздействий в целом за полет;

- не конкретизировано, в каком именно электронном оборудовании осуществляется обработка сигнала датчика температуры воздуха снаружи электронного регулятора.

Технической проблемой является то, что в качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя или температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, автоматическое снижение режима работы и/или выключение двигателя в полете, контроль теплового состояния двигателя в целом, вследствие чего выявление факта перегрева на основе только одного параметра температуры, что является недостаточно надежным.

Техническая задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в исключении автоматического снижения режима работы двигателя и/или его выключение в полете, повышение надежности, предоставление экипажу возможности вручную парировать перегрев в мотогондоле на основе предупредительного сигнала, а также обеспечение постоянного контроля температурного воздействия на электронный регулятор в течение всего полета.

Техническая задача решается за счет того, что способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя, включает измерение положения рычага управления двигателем αруд и параметров работы двигателя (частоту вращения вентилятора n_в, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, расход топлива G_T в камеру сгорания и др.), обеспечение требуемого уровня тяги двигателя, измерение температуры Т_ВВ воздуха внутри электронного регулятора, формирование первого заданного (предельного) значения Т1ВC^зад температуры воздуха внутри электронного регулятора, сравнение параметров Т_ВВ с Т1_ВВ^зад, согласно изобретению, дополнительно формируют второе заданное значение Т2_ВВ^зад температуры воздуха внутри электронного регулятора, первое заданное значение Т1Вс^зад температуры воздуха снаружи электронного регулятора, второе заданное значение Т2_ВС^зад температуры воздуха снаружи электронного регулятора, также измеряют температуру Т_ВС воздуха снаружи электронного регулятора; причем и в случае, если то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который передают на монитор летчику для выполнения мер по снижению температуры электронного регулятора; а в случае, если то в электронном регуляторе

формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также передают на монитор летчику для принятия решения о необходимости выключения двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, измерение температуры воздуха внутри электронного регулятора осуществляют с помощью терморезистивного датчика, а одновременное измерение температуры воздуха снаружи электронного регулятора осуществляют с помощью терморезистивного датчика, термопары или оптико-волоконного датчика температуры распределенного типа.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве терморезистивного датчика для измерения температуры воздуха снаружи электронного регулятора используют терморезистивный датчик типа П-148.

На фиг. 1 представлена схема устройства, демонстрирующая заявляемый способ.

Устройство содержит блок 1 датчиков параметров газотурбинного двигателя, датчик 2 температуры воздуха снаружи электронного регулятора, электронный регулятор 3 газотурбинного двигателя, дозатор топлива 4, газотурбинный двигатель 5, интерфейсный блок 6 из состава общесамолетного оборудования.

Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов (не показаны), которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 5 (давление воздуха за компрессором Рк*, частоту вращения роторов низкого n_нд и высокого n_вд давлений, температуру газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем αруд, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД Твх*, Рвх*), измерение управляющих воздействий (расход топлива G_Т в камере сгорания, положение ВНА - L_вна и др.

Датчик 2 температуры воздуха снаружи электронного регулятора представляет собой типовой терморезистор или комплект терморезисторов.

Но предпочтительно применение терморезистивного датчика типа П-148, имеющего прямо пропорциональную зависимость сопротивления от температуры окружающей среды, герметичный корпус, высокую надежность и точность измерения.

Электронный регулятор 3 газотурбинного двигателя предназначен для выработки управляющих воздействий на исполнительные механизмы дозатора 4. Регулятор представляет собой специализированную многопроцессорную электронную вычислительную машину с неизменяемой в процессе регулирования и контроля программой, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками и исполнительными механизмами (не показаны).

Электронный регулятор 3 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 5, которая в иностранной литературе именуется как FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Западный аналог регулятора 3 - цифровой блок EEC (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для самолетов Boeing 737.

В конструкцию электронного регулятора 3 входит встроенный датчик 3.1 температуры воздуха внутри электронного регулятора, представляющий типовой терморезистор. Однако, в общем случае измерение температуры воздуха внутри электронного регулятора, как и снаружи, можно осуществить с помощью миниатюрной термопары или оптоволоконного датчика температуры распределенного типа аналогично RU 2 580 151.

Дозатор топлива 4 предназначен для дозирования и подачи топлива в двигатель по сигналам электронного регулятора 3.

Газотурбинный двигатель 5 - любой известный тип газотурбинного двигателя, предпочтительно двухвальный, с большой степенью двухконтурности.

Интерфейсный блок 6 предназначен для приема информации от электронного регулятора 3 и выдачи информации о параметрах ГТД 5 в самолетные системы с целью индикации летчику, входит в состав системы управления общесамолетным оборудованием (СУОСО). Применение СУОСО позволяет автоматизировать действия экипажа при работе со всеми общесамолетными системами, в т.ч. топливной, гидравлической, пожарной, электроснабжения, кондиционирования и другими, а также с двигательной силовой установкой.

Устройство работает следующим образом: электронный регулятор 3 по сигналам датчиков параметров из блока 1 и по заданным программам управления формирует управляющие воздействия в дозатор топлива 4, что обеспечивает требуемый расход топлива GT в ГТД 5. При отсутствии перегрева электронного регулятора 3 происходит штатная эксплуатация ГТД 5, без каких-либо ограничений.

В силу различных причин в мотогондоле двигателя возможно увеличение температуры воздуха, которое может оказать негативное тепловое воздействие на электронный регулятор.

В случае, если температура воздуха Т_ВВ внутри электронного регулятора 5, измеряемая с помощью датчика 3.1, превысит первое наперед заданное значение Т1BB^зад и одновременно температура воздуха Твс снаружи электронного регулятора превысит наперед заданное значение то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который через интерфейсный блок 6 поступает на монитор летчику. По получении данного сигнала летчик, согласно руководству по летной эксплуатации, выполняет меры по снижению температуры электронного регулятора. Такими действиями могут быть, например, перевод РУД на пониженный режим работы двигателя и/или отключение отборов воздуха из компрессора двигателя. Последнее действие будет очень эффективным, если причиной повышения температуры воздуха в мотогондоле, и, следовательно, температуры электронного регулятора, является поломка (трещина) трубопровода отбора воздуха из компрессора двигателя.

В случае, если температура воздуха Т_ВВ внутри электронного регулятора продолжит нарастать и превысит второе наперед заданное значение Т2_ВВ^зад и одновременно температура воздуха снаружи электронного регулятора превысит наперед заданное значение Т2_ВС^зад (т.е. в электронном регуляторе формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также через блок 6 поступает на монитор летчику для принятия решения о необходимости выключения двигателя. Необходимость таких действий обусловлена тем, чтобы исключить несанкционированные забросы топлива в двигатель с возможными опасными последствиями для двигателя и самолета.

Передачу дискретных сигналов из электронного регулятора 3 в самолетный блок 6 осуществляют в последовательном коде согласно ГОСТ 18977 или его западному аналогу ARINC 429. Скорость передачи информации 100 кбит/с, формат кодового слова по ГОСТ 18977-79, РТМ 1495-75 с изменением 3.

Предложенный способ контроля теплового состояния электронного регулятора был успешно апробирован в составе перспективного авиационного газотурбинного двигателя разработки АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ.

Изобретение относится к области авиационного газотурбинного двигателестроения, в частности к электронным цифровым системам автоматического управления с полной ответственностью типа FADEC, размещенных на газотурбинном двигателе (ГТД). Новизна способа контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя состоит в том, что дополнительно формируют второе заданное значения температуры воздуха внутри электронного регулятора, первое заданное значение температуры воздуха снаружи электронного регулятора, второе заданное значение ' температуры воздуха снаружи электронного регулятора, также одновременно измеряют температуру Твс воздуха снаружи электронного регулятора; причем; и в случае, если Твв ≥ то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который поступает на монитор летчику; а в случае, если Твв≥то в электронном регуляторе формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также поступает на монитор летчику, что позволяет повысить надежность определения перегрева электронного регулятора, а также минимизировать переходы предаварийного состояния регулятора на аварийный уровень. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя, включающий измерение и управление параметрами работы газотурбинного двигателя, измерение температуры Т_ВВ воздуха внутри электронного регулятора, формирование первого заданного (предельного) значения температуры воздуха внутри электронного регулятора, сравнение параметров отличающийся тем, что дополнительно формируют второе заданное значение температуры воздуха внутри электронного регулятора, первое заданное значение температуры воздуха снаружи электронного регулятора, второе заданное значение т емпературы воздуха снаружи электронного регулятора, также одновременно измеряют температуру Т_ВС воздуха снаружи электронного регулятора; причем ; и в случае, если то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который поступает на монитор летчику; а в случае, если то в электронном регуляторе формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также поступает на монитор летчику.

2. Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что измерение температуры воздуха внутри электронного регулятора осуществляют с помощью терморезистивного датчика, а одновременное измерение температуры воздуха снаружи электронного регулятора осуществляют с помощью другого терморезистивного датчика, термопары или оптиковолоконного датчика температуры распределенного типа.

3. Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя по п. 2, отличающийся тем, что в качестве терморезистивного датчика для измерения температуры воздуха снаружи электронного регулятора используют терморезистивный датчик типа П-148.