СПОСОБ ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТ РАСКРУТКИ РОТОРОВ ПРИ ПОЖАРЕ Российский патент 2024 года по МПК F04D27/02 

Изобретение относится к области авиационного газотурбинного двигателестроения, в частности, к системам автоматического управления авиационного двигателя с применением цифрового регулятора с полной ответственностью.

Одной из важных задач применения электронных систем автоматического управления газотурбинных двигателей является обеспечение их надежной работы при пожаре. В состав каждого газотурбинного двигателя (ГТД) входят топливная, масляная и гидравлическая системы, имеющие большую протяженность и многочисленные механические соединения. При поломке трубопроводов, каналов или нарушении герметичности соединений этих систем возможно появление течи топлива, масла, гидрожидкости. При контакте таких жидкостей с поверхностями, имеющими высокие температуры, или в результате искрения, или возникновения разрядов статического электричества, а также по другим причинам, например, из-за разрушения дисков ротора или прогара камеры сгорания ГТД, в двигательном отсеке может возникнуть пожар.

Согласно требованиям авиационных правил, пожар должен быть локализован в пожароопасной зоне (Авиационные правила. Ч. 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Межгосударственный авиационный комитет: ЛИИ им. М.М. Громова. - 2020. - 328 с. 54), которая конструктивно ограждается пожарными перегородками, предотвращающими выход пламени из этой зоны и ограничивающими тепловой поток. Но именно в пожароопасной зоне мотогондолы на корпусе вентилятора обычно размещают основные компоненты электронной системы управления ГТД (цифровой регулятор двигателя, важнейшие датчики параметров двигателя, дозатор топлива с электромагнитом останова и т.д.).

Таким образом, обеспечение надежной и безаварийной работы электронной системы автоматического управления ГТД при пожаре, соответствие компонентов электронной системы требованиям огнестойкости, обеспечение пожаробезопасности ГТД в целом является актуальной и востребованной задачей, находящейся под постоянным контролем авиационных властей РФ и ведущих стран области техники.

Известна противопожарная система авиационного двигателя ПС-90А, которая является частью системы пожаротушения самолетов. Противопожарная система ПС-90А предусматривает измерение температуры воздуха t_B в мотогондоле двигательной установки, и в случае повышения температуры воздуха экипажу с помощью самолетного оборудования автоматически выдается сигнал о пожаре, и по команде экипажа включается подача огнегасящих составов к очагу возгорания. («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007 г., стр. 305-312). Кроме того, в зависимости от ситуации экипаж с помощью топливного пожарного крана прекращает подачу топлива из расходного бака самолета к горящему двигателю.

Авиационный двигатель ПС-90А является турбореактивным двухконтурным двигателем четвертого поколения; был сертифицирован по международным нормам летной годности НЛГС-3, действовавшим на момент сертификации двигателя. Двигатель ПС-90А укомплектован дублированной системой автоматического управления, содержащей цифровую электронную систему автоматического управления и резервную гидромеханическую систему, включающую защитный надсистемный ограничитель режима работы двигателя. При пожаре и возможном выходе из строя элементов цифровой системы управления, например, электромеханического датчика положения рычага управления двигателем или электронного цифрового регулятора РЭД-90, располагающихся в пожароопасной зоне мотогондолы на корпусе вентилятора, происходит переход на резервную гидромеханическую систему, выполненную в огнестойком исполнении и обеспечивающую дальнейшее надежное управление двигателем ПС-90А.

Известная конструкция обеспечила многолетнюю и эффективную эксплуатацию ПС-90А в составе самолетов Ил-96-300, Ту-204/-214.

Недостатком этого способа является наличие сложной гидромеханической системы управления, которая приводит к увеличению массы двигателя и его стоимости, сложности его эксплуатационного обслуживания и т.д.

В соответствии с общемировой тенденцией развития авиационного двигателестроения в настоящее время на двигателях пятого поколения широкое распространение получили электронные цифровые системы с полной ответственностью типа FADEC (full authority digital engine control) без гидромеханического резервирования. Вместе с этим для новых типов ГТД и их агрегатов системы управления, размещенных в установленной пожароопасной зоне на двигателе, предъявляется следующее требование по огнестойкости: компоненты системы управления должны выдерживать пламя как минимум в течение 5 минут при выполнении своих функций (Авиационные правила АП-33 «Нормы летной годности двигателей воздушных судов», п. 33.17).

Выполнить это требование для цифровой системы автоматического управления типа FADEC, не имеющей гидромеханического резервирования, с электронным регулятором не в огнестойком исполнении или без иных конструктивных мероприятий, обеспечивающих защиту электронного регулятора от пожара, затруднительно, поскольку при пожаре возможен отказ самого электронного регулятора, а также датчиков системы управления, которые определяют заданный уровень тяги ГТД. В этом случае, главным критерием огнестойкости является отсутствие опасных последствий для двигателя и воздушного судна при функционировании системы управления при пожаре. Одним из опасных последствий является раскрутка двигателя, которая может возникнуть вследствие отказов в САУ при пожаре, приводящих к неуправляемому увеличению расхода топлива GT в камеру сгорания ГТД.

Известен способ управления расходом топлива в ГТД, при котором дополнительно после поступления в процессе взлета самолета информационного сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, с помощью электронного регулятора двигателя фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора ГТД и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени τ, в т.ч. при отказе датчика положения РУД. По истечении наперед заданного времени т прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель. Из описания патента следует, что наперед заданное время τ, в течение которого система управления сохраняет взлетный режим двигателя при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле», составляет 5 минут.Этого достаточно для безопасного взлета самолета и набора высоты (Патент RU 2497001). Кроме того, пятиминутное выдерживание дает экипажу воздушного судна достаточно времени для обнаружения пожароопасного состояния, выключения соответствующего двигателя топливным пожарным краном и подготовки к вынужденной посадке.

Недостатком данного аналога является то, что он в полной мере не обеспечивает выполнение требований авиационных правил в части того, что пожар, перегрев не должны вызывать опасные последствия для двигателя и воздушного судна из-за отказов или неисправностей системы управления двигателя. Иными словами, для данного аналога возможна недопустимая раскрутка роторов двигателя из-за неспособности электронного регулятора ограничивать режим в случае отказа датчиков частоты вращения роторов или выхода электронного регулятора из строя при пожаре из-за недостаточной пожароустойчивости.

В качестве прототипа выбран способ управления газотурбинным двигателем (Патент RU 2417326), заключающийся в том, что в электронном регуляторе двигателя с помощью датчиков электронного регулятора измеряют положение рычага управления двигателем (РУД) и параметры ГТД, в зависимости от положения РУД и значения параметров ГТД по законам управления, реализованным в электронном регуляторе, формируют управляющее воздействие электронного регулятора; в гидромеханическом регуляторе (ГМР) с помощью датчиков ГМР измеряют положение РУД и параметры ГТД, в зависимости от положения РУД и значения параметров ГТД по законам управления, реализованным в ГМР, формируют управляющее воздействие ГМР, при исправном электронном регуляторе с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ГМР, а управляющее воздействие электронного регулятора подают на блок исполнительных элементов и осуществляют управление ГТД; дополнительно применяют автономный электронный блок защиты двигателя, с помощью датчиков автономного блока измеряют и контролируют частоту вращения ротора вентилятора двигателя и частоту вращения турбины вентилятора двигателя, в ГМР с помощью датчиков ГМР измеряют частоту вращения ротора компрессора двигателя, если частота вращения ротора компрессора превышает наперед заданное значение, в ГМР формируют команду и с помощью селектора отсекают управляющее воздействие электронного регулятора, а управляющее воздействие ГМР подают на исполнительные элементы и осуществляют управление двигателем от ГМР. При этом, если рассогласование между частотой вращения ротора вентилятора и частотой вращения турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, или ускорение турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, или частота вращения турбины вентилятора превышает наперед заданное значение, с помощью автономного электронного блока прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель.

Недостатками прототипа являются:

- размещение и категория огнестойкости автономного электронного блока для защиты двигателя от раскрутки роторов при пожаре не конкретизированы. Это может привести к выходу из строя автономного блока при воздействии высоких температур менее чем за 5 минут, а значит, появлению возможности опасных последствий для двигателя и самолета при недопустимой раскрутке ротора и его разрушении, т.е. к невыполнению требований авиационных властей;

- для современных типов авиационных двигателей характерно применение электронных систем управления с полной ответственностью типа FADEC (full authority digital engine control) без гидромеханического резервирования, поэтому прототип имеет ограниченную область применения из-за своей низкой эффективности.

Технической задачей, на решение которой направлен заявленный способ, является исключение опасных последствий для двигателя в случае раскрутки его роторов при отказе электронного регулятора в условиях пожара, что позволит обеспечить надежную защиту ГТД при пожаре.

Техническая задача решается тем, что в способе защиты газотурбинного двигателя от раскрутки его роторов, заключающимся в том, что с помощью электронной системы управления с полной ответственностью типа FADEC без гидромеханического резервирования, включающей по меньшей мере электронный регулятор двигателя, блок датчиков измерения параметров двигателя, дозатор топлива с электромагнитным клапаном прекращения подачи топлива, соединенные между собой электрическими линиями связи, а также автономный блок защиты двигателя с автономным комплектом датчиков вращения роторов двигателя, при этом электронный регулятор двигателя, блок датчиков измерения параметров двигателя размещены в пожароопасной зоне мотогондолы двигателя, согласно изобретению, автономный блок защиты двигателя размещают в непожароопасной зоне двигателя, которую отделяют от пожароопасной зоны противопожарной перегородкой, обеспечивающей необходимые требования пожаробезопасности; кроме того, электрические линии связи автономного блока защиты, датчики частоты вращения роторов двигателя, электромагнитный клапан прекращения подачи топлива в двигатель и электрические линии связи к датчикам и к электромагнитному клапану прекращения подачи топлива выполнены в огнестойком исполнении и гальванически развязаны (независимы) от электронного регулятора двигателя и взаимодействующих с регулятором элементов электронной системы управления, также электрическое питание автономного блока защиты осуществляют по линиям связи, независимым от линий питания электронного регулятора; кроме того, дополнительно в состав электронной системы управления включают по меньшей мере один датчик температуры, с помощью которого определяют тепловое состояние электронного регулятора, в случае превышения заданных условий теплового состояния электронного регулятора формируют и выдают по меньшей мере один информационный сигнал в кабину экипажа.

Кроме того, в качестве непожароопасной зоны мотогондолы двигателя, где размещают автономный блок защиты двигателя от раскрутки, используют корпус воздухозаборника (Air intake) газотурбинного двигателя или носок пилона, или иной, специально защищенный, продуваемый отсек мотогондолы.

Кроме того, в качестве датчика температуры, с помощью которого определяют тепловое состояние электронного регулятора, используют термопару, терморезистор или оптоволоконный датчик температуры. Кроме того, линии останова электромагнитного клапана прекращения подачи топлива в двигатель от автономного блока защиты и от пожарного переключателя останова в кабине экипажа дублированы.

Кроме того, электронный регулятор двигателя и автономный блок защиты от раскрутки роторов имеют категорию огнестойкости С согласно КТ-160G.

На фиг.1 представлена возможная схема устройства, реализующая заявляемый способ на примере турбореактивного двухконтурного, двухвального двигателя, получившего наибольшее распространение в современной мировой авиации.

На фиг.2 представлена схема размещения электронного регулятора двигателя и автономного блока защиты в составе двигателя.

Устройство содержит блок датчиков параметров двигателя (1), электронный регулятор двигателя (2), датчик температуры (3), дозатор топлива (4), включающий электромагнитный клапан (4.1) прекращения подачи топлива в двигатель, блок датчиков частоты вращения (5) обоих роторов двигателя, автономный блок защиты двигателя (6) от раскрутки роторов, (7) - собственно турбореактивный, двухконтурный двигатель, переключатель (S1) «Работа-Останов».

Блок датчиков (1) представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса двигателя (7) (частоту вращения роторов низкого n_НД и высокого n_ВД давлений, давления воздуха за компрессором, температуру газов за турбиной и др.), измерение положения рычага управления двигателем, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД), измерение управляющих воздействий (расход топлива в камере сгорания, положение лопаток входного направляющего аппарата компрессора), положение иных элементов двигателя и самолета. Состав датчиков может быть самый разнообразный.

Датчики блока (1) через электрические линии связи соединены с электронным регулятором (2). Эти датчики гальванически развязаны с датчиками блока (5) и автономным блоком (6).

Электронный регулятор (2) двигателя предназначен для выработки управляющих воздействий на исполнительные механизмы дозатора топлива (4) по заданным законам регулирования двигателя (7). Электронный регулятор (2) устанавливается в пожароопасной зоне мотогондолы на корпусе вентилятора. 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 дозатора топлива (не показаны).

В конструкции электронного регулятора (2) предусмотрено измерение теплового состояния электронного регулятора с помощью по меньшей мере одного датчика температуры (3). В случае превышения заданных условий теплового состояния электронного регулятора на выходе регулятора формируют и выдают по меньшей мере один информационный предупредительный сигнал в кабину экипажа.

Дозатор топлива (4) предназначен для автоматического управления расходом топлива в двигателе по сигналам от электронного регулятора (2), а также для прекращения подачи топлива в двигатель путем срабатывания электромагнитного клапана (4.1) по командам от электронного регулятора (2), блока защиты (6) и по сигналу «Останов» из кабины пилота от переключателя (S1).

В качестве датчиков частоты вращения блока (5) могут быть использованы любые известные датчики частоты вращения роторов с приемлемой точностью, весом и габаритами, но предпочтительно применять бесприводные датчики частоты вращения магнитоиндукционного типа.

Автономный блок (6) защиты двигателя от раскрутки роторов представляет собой электронный цифровой блок для получения входной информации от датчиков частоты вращения роторов, и в случае заброса частот вращения роторов выше предельных значений осуществляет формирование управляющего сигнала на прекращение подачи топлива в ГТД путем включения электромагнитного клапана отсечки топлива (4.1).

Автономный блок (6) защиты двигателя от раскрутки обеспечивает аварийную защиту двигателя от раскрутки роторов при отказах электронного регулятора (2) или дозатора топлива (4), приводящих к неуправляемому увеличению расхода топлива в камере сгорания двигателя.

Основное назначение автономного блока (6) - это аварийная защита двигателя от раскрутки его роторов до возникновения нелокализованных фрагментов, обладающих высокой кинетической энергией, в т.ч. при отказе электронного регулятора в типовых условиях или из-за воздействия высоких температур при пожаре. Таким образом, достигается исключение опасных последствий по двигателю и самолету.

Специалистам в данной области ясно, что алгоритмы работы, конструкция и настройки блока могут быть самыми разнообразными.

Автономный блок (6) размещается в непожароопасной зоне мотогондолы двигателя на корпусе воздухозаборника, отгорожен от пожароопасной зоны на корпусе вентилятора противопожарной перегородкой. Данная перегородка обеспечивает необходимые требования пожаробезопасности.

Следует иметь ввиду, что автономный блок (6) расположен на корпусе двигателя в его холодной зоне, отгороженной от газогенератора корпусом воздухозаборника и каналом наружного контура, что исключает возможность попадания горячего воздуха и горячих газов из газогенератора двигателя на автономный блок (6). В данной зоне отсутствуют элементы топливной и масляной систем. В этой ситуации требования к огнестойкости электронного блока (6) могут быть по нижней категории (категории С KT-160G «Квалификационные требования. Условия эксплуатации и окружающей среды для бортового авиационного оборудования. Требования, нормы и методы испытаний», нераспространение пламени в случае загорания). Однако, имея ввиду, что работоспособность блока защиты влияет на безопасность полетов, на усмотрение разработчика летательного аппарата возможно предъявление требований по категории В и даже А для противостояния неуправляемому пожару, т.е. обширному пожару, который не локализуется в границах выделенной пожароопасной зоны.

Таким образом, первый важный аспект изобретения заключается в реализации комплекса конструктивно-компоновочных мер, исключающих одновременный отказ электронного регулятора и аварийного блока по одной и той же причине - в данном случае пожара, второй важный аспект - в применении автоматизированного контроля теплового состояния электронного регулятора.

Реализация первого аспекта предусматривает размещение электронного регулятора двигателя и блока защиты двигателя в разных зонах мотогондолы, чтобы возникновение пожара с последующим увеличением температуры не могло привести к опасным последствиям, в частности, к раскрутке двигателя; кроме того внедряются мероприятия, обеспечивающие пожаробезопасность, огнестойкость, автономность и независимость элементов электронной системы управления, в т.ч. дублирование электропитания от различных модулей бортовой энергосети и электрических линий связи останова.

Устройство защиты двигателя от раскрутки его роторов работает следующим образом.

В штатных условиях полета, при отсутствии отказов и воздействия высоких температур электронный регулятор (2) по сигналам датчиков параметров из блока датчиков (1) и по заданным программам управления формирует управляющие воздействия в дозатор топлива (4), что обеспечивает требуемый уровень тяги и расход топлива (G_T) в двигателе 7. При отсутствии раскрутки роторов клапан останова (4.1) дозатора выключен. Таким образом, обеспечивается безаварийная эксплуатация двигателя 7.

В случае отказа электронного регулятора (2) или дозатора топлива (4), приводящих к неуправляемому увеличению расхода топлива (G_T) в двигателе, возможна раскрутка ротора вентилятора или ротора высокого давления (газогенератора). В подобной ситуации автономный блок (6) защиты надежно выявит отклонение в работе двигателя и его выключение путем срабатывания электромагнитного клапана (4.1) дозатора топлива (4).

При возникновении пожара и возможном выключении электронного регулятора (2) из контура управления, и дополнительно в случае раскрутки роторов двигателя, автономный блок (6) также надежно выявит отклонение в работе двигателя и обеспечит его останов путем включения электромагнитного клапана (4.1) дозатора топлива (4). В данном случае надежная работа автономного блока (6) будет обеспечиваться его размещением в непожароопасной зоне, т.е. холодной зоне, отгороженной от газогенератора каналом наружного контура и корпусом воздухозаборника, а также противопожарной перегородкой, которая обеспечивает соблюдение необходимых требований пожаробезопасности.

Опасных последствий для двигателя и самолета от раскрутки не возникает.

Поскольку выход на защитную функцию автономного блока (6) сопровождается повышенной частотой вращения роторов и последующим выключением двигателя, в качестве мер предупреждения данного явления в полете осуществляется постоянный контроль теплового состояния электронного регулятора (2). В случае превышения заданного уровня теплового состояния на основе данных с датчика (3) температуры с помощью электронного регулятора формируют и выдают по меньшей мере один информационный предупредительный сигнал в кабину экипажа. При необходимости летчик может уменьшить режим работы двигателя и снизить температуру электронного регулятора для продолжения работы электронной системы.

Заявляемый способ защиты позволяет исключить повышение веса и габаритов электронного регулятора двигателя и автономного блока защиты от раскрутки роторов, имеющих категорию огнестойкости С согласно KT-160G.

Предложенный способ защиты двигателя был принят в составе перспективного авиационного газотурбинного двигателя разработки АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволит обеспечить безаварийную и надежную работу электронных систем автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей при пожаре, исключить недопустимую раскрутку ротора двигателя, и связанные с ней опасные последствия для двигателя и самолета.

Изобретение относится к области авиационного газотурбинного двигателестроения, в частности к системам автоматического управления авиационного двигателя с применением цифрового регулятора с полной ответственностью. Технической задачей, на решение которой направлен заявленный способ, является исключение опасных последствий для двигателя при раскрутке его роторов при отказе электронного регулятора в условиях пожара, что позволит обеспечить надежную работу САУ ГТД при пожаре. Техническая задача решается за счет того, что автономный блок защиты двигателя размещают в непожароопасной зоне двигателя, которую отделяют от пожароопасной зоны противопожарной перегородкой, обеспечивающей необходимые требования пожаробезопасности; кроме того, электрические линии связи автономного блока защиты, датчики частоты вращения роторов двигателя, электромагнитный клапан прекращения подачи топлива в двигатель и электрические линии связи к датчикам и к электромагнитному клапану прекращения подачи топлива выполнены в огнестойком исполнении и гальванически развязаны от электронного регулятора двигателя и взаимодействующих с регулятором элементов САУ, также электрическое питание автономного блока защиты осуществляют по линиям связи, независимым от линий питания электронного регулятора; кроме того, дополнительно в состав САУ управления включают по меньшей мере один датчик температуры, с помощью которого определяют тепловое состояние электронного регулятора, в случае превышения заданных условий теплового состояния электронного регулятора формируют и выдают по меньшей мере один информационный предупредительный сигнал в кабину экипажа. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ защиты газотурбинного двигателя от раскрутки роторов при пожаре, заключающийся в том, что с помощью электронной системы управления без гидромеханического резервирования, включающей по меньшей мере электронный регулятор двигателя с полной ответственностью, блок датчиков измерения параметров двигателя, дозатор топлива с электромагнитным клапаном прекращения подачи топлива в двигатель, соединенные между собой электрическими линиями связи, а также автономный блок защиты двигателя с автономным комплектом датчиков вращения роторов двигателя, при этом электронный регулятор двигателя, блок датчиков измерения параметров двигателя размещают в пожароопасной зоне мотогондолы двигателя, отличающийся тем, что автономный блок защиты двигателя размещают в непожароопасной зоне двигателя, непожароопасную зону мотогондолы двигателя отделяют от пожароопасной зоны противопожарной перегородкой, которая обеспечивает соответствие необходимым требованиям пожаробезопасности, кроме того, электрические линии связи автономного блока защиты, датчики вращения роторов двигателя и электрические линии связи электромагнитного клапана прекращения подачи топлива выполнены в огнестойком исполнении и гальванически развязаны (независимы) от электронного регулятора двигателя и взаимодействующих с регулятором элементов электронной системы управления, также электрическое питание автономного блока защиты осуществляют от бортовой сети, независимой от бортовой сети питания электронного регулятора, кроме того, дополнительно в состав электронной системы управления включают по меньшей мере один датчик температуры, с помощью которого определяют тепловое состояние электронного регулятора, в случае превышения заданных условий теплового состояния электронного регулятора формируют и выдают по меньшей мере один информационный сигнал в кабину экипажа.

2. Способ защиты газотурбинного двигателя от раскрутки его роторов при пожаре по п. 1, отличающийся тем, что в качестве непожароопасной зоны мотогондолы двигателя, где размещают автономный блок защиты двигателя от раскрутки, используют корпус воздухозаборника газотурбинного двигателя, или носок пилона, или иной, специально защищенный, продуваемый отсек мотогондолы.

3. Способ защиты газотурбинного двигателя от раскрутки его роторов при пожаре по п. 1, отличающийся тем, что в качестве датчика температуры, с помощью которого определяют тепловое состояние электронного регулятора, используют термопару, терморезистор или оптиковолоконный датчик температуры.

4. Способ защиты газотурбинного двигателя от раскрутки его роторов при пожаре по п. 1, отличающийся тем, что электрические линии связи электромагнитного клапана прекращения подачи топлива в двигатель от автономного блока защиты и от пожарного переключателя останова в кабине экипажа дублированы.

5. Способ защиты газотурбинного двигателя от раскрутки его роторов при пожаре по п. 1, отличающийся тем, что электронный регулятор двигателя и автономный блок защиты от раскрутки роторов имеют категорию огнестойкости С.