Способ управления газотурбинным двигателем самолета на режимах руления и разбега Российский патент 2024 года по МПК F02C9/44 B64D31/12 

Изобретение относится к области авиации и авиационного двигателестроения, в частности к способам управления газотурбинными двигателями (ГТД) самолета на режимах разбега и руления, и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными ГТД для защиты маршевых двигателей самолета от попадания посторонних предметов с рулежной дорожки и взлетно-посадочной полосы.

Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления газотурбинным двигателем на режимах руления и разбега самолета, заключающийся в рулении самолета к взлетной полосе и увеличении тяги его двигателя в процессе разбега, отличающийся тем, что непрерывно в процессе руления и разбега самолета измеряют его истинную скорость и соответственно ее значению изменяют расход воздуха через воздухозаборник двигателя путем регулирования частоты вращения ротора низкого давления до экспериментально определенного при испытаниях предела допустимых значений, при которых на данной скорости не происходит образование вихревого шнура между воздухозаборником и поверхностью аэродрома, причем регулирование частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от значений истинной скорости продолжают до выхода двигателя на максимальные режимы его работы.

(см. патент РФ №2325307, B64D 31/12, 2006 г.)

В результате анализа данного способа необходимо отметить, что способ не учитывает различные требования, предъявляемые к управлению самолетом на режимах разбега (взлета) по взлетно-посадочной полосе и руления по аэродрому.

Согласно известному способу между ростом тяги двигателя и скоростью движения самолета существует положительная обратная связь: с ростом скорости растет допустимая частота вращения, растет тяга двигателя, растет скорость самолета. Эта связь полезна на режиме разбега самолета, когда необходимо максимально сократить дистанцию разбега самолета путем повышения тяги до максимально возможной при сохранении защиты от попадания частиц аэродромной засоренности в воздухозаборник. Однако на режиме руления требуется ограничивать скорость движения самолета по взлетно-посадочной полосе и исключить рост частоты вращения двигателя при увеличении скорости, чтобы снизить нагрузку на тормоза, частоту перестройки режима двигателя летчиком и упростить процесс руления самолета.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение качества управляемости самолета на режиме руления при обеспечении защиты двигателя самолета от попадания посторонних предметов с рулежной дорожки и взлетно-посадочной полосы через воздухозаборник двигателя в процессе руления и разбега самолета.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что способ управления газотурбинным двигателем самолета на режимах руления и разбега включает непрерывное измерение скорости самолета и ограничение расхода воздуха через двигатель путем ограничения приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления в зависимости от значения измеренной скорости самолета, причем заранее выбирают две предельных зависимости частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости самолета соответственно для режимов руления и разбега самолета, при превышении положения рычага управления двигателем (РУД) заранее выбранного порога ограничивают частоту вращения ротора компрессора низкого давления по зависимости режима разбега самолета, а при положении РУД ниже порога - по зависимости режима руления.

Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение.

Предельная зависимость частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости движения самолета для режима разбега самолета соответствует заранее выбранной предельной зависимости, при которой на данной скорости исключается образование вихревого шнура.

Далее, под режимом «Разбег» мы будем понимать процесс разбега самолета по взлетно-посадочной полосе непосредственно с целью взлета. Под режимом «Руление» мы будем понимать процесс передвижения самолета по взлетно-посадочной полосе, рулежной дорожке, аэродрому без цели последующего отрыва от земли.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:

фиг. 1 - система управления, реализующая заявленный способ;

фиг. 2 - пример зависимостей предельной частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости летательного аппарата для режимов «Разбег» и «Руление».

Система для реализации заявленного способа (см. фиг.1) содержит блок 1 датчиков измерения параметров работы ГТД, а именно температуры воздуха на входе в двигатель (Твх), частоты вращения ротора компрессора низкого давления (КНД) (n1), положения рычага управления двигателем (РУД) (α_РУД). Блок 1 также содержит датчик скорости движения самолета, например, истинной (Vист).

Система содержит задатчик 2 предельной приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления (КНД) в зависимости от скорости летательного аппарата на режиме «Разбег» и задатчик 3 предельной приведенной частоты вращения ротора КНД в зависимости от скорости летательного аппарата на режиме «Руление». К входам задатчиков подключен сигнал датчика скорости движения самолета.

Выходы задатчиков 2 и 3 подключены к первому и второму входам управляемого переключателя 4 соответственно. Выход переключателя 4 подключен к первому входу мультипликатора 5, ко второму входу которого подключен блок 6 расчета величины к входу блока 6 соответственно подключен сигнал датчика Твх.

Система также содержит задатчик 7 частоты вращения ротора КНД в зависимости от положения РУД и Твх, к входам задатчика 7 соответственно подключены указанные датчики: положения РУД и температуры воздуха на входе в ГТД.

Выходы мультипликатора 5 и задатчика 7 подключены к первому и второму входам селектора 8 минимального уровня. Выход селектора 8 подключен к первому входу сумматора 9, ко второму (инвертирующему) входу которого подключен датчик частоты вращения ротора КНД.

Выход сумматора 9 подключен к регулятору 10 частоты вращения ротора КНД, формирующему расход топлива для поддержания заданной частоты вращения ротора КНД, который через систему дозирования (ДТ) 11 поступает в камеру сгорания (на фиг. не показана) ГТД 12. ГТД установлен на летательном аппарате (ЛА) 13. Режим работы двигателя задается РУД, обозначенным позицией 14.

Переключением переключателя 4 управляет компаратор 15, к входу которого подключен сигнал датчика положения РУД.

Заявленная система может быть скомпонована из известных блоков и элементов.

В качестве датчиков блока 1 могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например, терморезистивные датчики температуры, стандартные линейные дифференциальные трансформаторы для измерения линейных или угловых перемещений, индуктивные датчики частот вращения. В качестве датчика измерения скорости движения летательного аппарата используются известные датчики скорости воздушного потока, используемые в системе измерения высот и скоростей или используется бесплатформенная инерциальная навигационная система с применением известных акселерометров.

Задатчики 2 и 3 являются известными матричными устройствами реализации произвольных функциональных зависимостей. Пример функциональных зависимостей предельной приведенной частоты вращения от скорости движения самолета показан на фиг.2.

При этом в качестве зависимости для режима «Разбег» может быть выбрана определенная расчетно-экспериментальным путем предельная приведенная частота вращения ротора КНД, при которой на данной скорости между воздухозаборником и поверхностью аэродрома не происходит образование вихревого шнура, способного поднять и забросить в воздухозаборник постороннюю частицу аэродромной засоренности.

В качестве зависимости для режима «Руление» может быть выбрана постоянная приведенная частота вращения ротора КНД, при которой происходит страгивание с места полностью загруженного самолета (см. фиг.2 - зависимость «Руление 1»); либо зависимость, при которой частота вращения ротора обратна пропорциональна скорости движения самолета (см. фиг.2 - зависимость «Руление 2»), в этом случае будет обеспечиваться движение самолета с постоянной скоростью.

Переключатель 4 является стандартным и выбран таким образом, что при подаче на его управляемый вход сигнала логической единицы он подключает к своему выходу свой первый вход, соответственно при подаче на управляемый вход сигнала логического нуля к выходу переключателя подключается его второй вход.

Мультипликатор 5, селектор 8, сумматор 9, компаратор 15 являются стандартными.

Компаратор 15 настроен таким образом, что при превышении сигнала на его входе выбранного порога компаратор формирует на своем выходе сигнал логической единицы, а при снижении входного сигнала ниже порога - сигнал логического нуля. Порог срабатывания компаратора выбирается заранее в диапазоне уровня сигнала датчика РУД от 11 мг до Umax, где 11 мг - значение сигнала при положении РУД на площадке режима «малый газ» двигателя, а Umax - значение сигнала при положении РУД на площадке максимального режима работы двигателя. В дальнейшем будем понимать, что порог срабатывания компаратора выбран чуть меньше сигнала Umax, таким образом, при переводе РУД на площадку максимального режима работы двигателя компаратор формирует на своем выходе сигнал логической единицы, а при переводе РУД в область ниже площадки максимального режима - сигнал логического нуля.

Задатчик 7 является известным матричным устройством реализации произвольных функциональных зависимостей и реализует следующую известную функцию:

В качестве регулятора 10 может быть использован стандартный ПИД-регулятор с подключенным к его выходу интегратором.

Рассмотрим работу системы на режиме руления самолета до взлетно-посадочной полосы.

Блок 1 измеряет скорость движения самолета, например истинную; согласно реализованным зависимостям задатчики 2 и 3 формируют допустимые приведенные частоты вращения ротора КНД режимов «Разбег» и «Руление» соответственно.

Режим работы ГТД 12 задается РУД 14.

Пускай РУД 14 установлен на площадку режима «малый газ» (МГ). Согласно настройке компаратора 15 на его выходе формируется сигнал логического нуля, и к выходу переключателя 4 оказывается подключен его второй вход - задатчик 3.

Так как задатчиком 3 формируется приведенная частота вращения ротора КНД, а для работы регулятору 10 необходима ее физическая величина, на мультипликаторе 5 происходит «расприведение» сигнала, т.е. перевод параметра обратно из приведенной величины в ее физическое значение, по формуле:

где

- выходная величина мультипликатора 5 - физическая частота вращения ротора КНД, соответствующая n_1пр;

- приведенная частота вращения ротора КНД, сформированная задатчиком 3;

- комплекс подобия, рассчитанный блоком 6.

В соответствии с положением РУД 14 и текущей температурой воздуха на входе в ГТД задатчик 7 по известной зависимости формирует заданную частоту вращения ротора КНД.

В соответствии с выбранными зависимостями (см. фиг.2), заданная (задатчиком 7) частота вращения на режиме МГ ниже частоты вращения, сформированной задатчиком 3, и на выход селектора 8 проходит сигнал, сформированный цепью блоков 3-4-5 (физическое значение предельной частоты вращения ротора КНД режима «Руление»).

Сумматор 9 формирует рассогласование заданной и фактической (по сигналу датчику частоты вращения ротора КНД) частот вращения ротора КНД, регулятор 10 формирует расход топлива и через систему дозирования 11 подает его в КС ГТД 12 для поддержания заданной частоты вращения.

Для начала движения и страгивания самолета с места, пилоту необходимо перевести РУД выше площадки «малый газ» и повысить режим работы ГТД. Так как на режиме «Руление» пилоту нет необходимости иметь максимальную тягу двигателя, он не переведет РУД на площадку максимального режима и срабатывания компаратора 15 не произойдет: к выходу переключателя 4 останется подключен выход задатчика 3.

Пилот плавно двигает РУД выше, задатчик 7 согласно положению РУД повышает заданную частоту работы ГТД, при этом пока заданная частота ниже частоты, сформированной цепью блоков 3-4-5 (физического значения предельной частоты вращения ротора КНД режима «Руление»), на выходе селектора 8 будет сигнал задатчика 7. Если пилот переведет РУД существенно выше, и заданная задатчиком 7 частота превысит частоту, формируемую цепью 3-4-5, селектор 8 минимального уровня подключит к своему выходу сигнал с мультипликатора 5. Таким образом, на режиме руления, перемещая РУД, пилот может изменять частоту вращения ротора КНД в пределах где - частота вращения на режиме МГ, - частота вращения задатчика 3, согласно настоящему изобретению -частота, необходимая для страгивания самолета с места.

По мере движения РУД, заданная частота растет (но не выше ) и регулятор 10 повышает расход топлива в камеру сгорания ГТД, повышая режим работы и тягу двигателя. При достижении частоты вращения ротора КНД заданной задатчиком 3 самолет начинает движение. При этом его ускорение невелико, и пилоту просто им управлять. Вне зависимости от скорости движения самолета дальнейший рост частоты вращения двигателя и увеличение тяги не происходит. Для остановки самолета пилот может использовать как тормозную систему, так и снизить режим работы ГТД до режима МГ.

Рассмотрим работу системы на режиме разбега самолета по взлетно-посадочной полосе.

Самолет стоит в начале взлетно-посадочной полосы, РУД установлен на площадку МГ и регулятор 10 поддерживает режим работы «малый газ».

Пилот переводит РУД на площадку максимального режима работы ГТД (или выше, если взлет происходит на форсированном режиме работы для ТРД(Д)Ф). При этом происходит срабатывание компаратора 15, и к выходу переключателя 4 оказывается подключен сигнал, сформированный задатчиком 2. Данный сигнал аналогично ранее рассмотренному сигналу задатчика 3 «расприводится» на мультипликаторе 5 и поступает на вход селектора 8 минимального уровня.

При малой скорости движения самолета заданная задатчиком 7 частота вращения КНД, соответствующая максимальному режиму работы ГТД (n_1max), выше частоты вращения, сформированной цепью блоков 2-4-5 (см. фиг.2). Поэтому разгон самолета будет происходить при приведенной частоте вращения ротора КНД, сформированной задатчиком 2, которая, согласно настоящему изобретению соответствует предельной частоте вращения ротора КНД, при которой на данной скорости между воздухозаборником и поверхностью аэродрома не происходит образование вихревого шнура, способного забросить постороннюю частицу аэродромной засоренности в воздухозаборник.

При достижении самолетом скорости V'_ист частота вращения, заданная задатчиком 2, становится меньше частоты вращения (физическое, «расприведенное» значение), заданной задатчиком 7, селектор 8 переключается, регулятор 10 продолжает управлять частотой вращения ротора КНД по сигналу задатчика 7 и выводит двигатель на максимальный режим работы.

Таким образом, предлагаемый способ руления и разбега самолета повышает качества управляемости самолета на режиме руления самолета и обеспечивает защиту маршевых двигателей самолета от попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы на режимах руления и разбега самолета.

Изобретение относится к области авиации и авиационного двигателестроения. Способ управления газотурбинным двигателем самолета на режимах руления и разбега включает непрерывное измерение скорости самолета и ограничение расхода воздуха через двигатель путем ограничения приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления в зависимости от значения измеренной скорости самолета. При этом заранее выбирают две предельных зависимости частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости самолета соответственно для режимов руления и разбега самолета. При превышении положения рычага управления двигателем (РУД) заранее выбранного порога ограничивают частоту вращения ротора компрессора низкого давления по зависимости режима разбега самолета, а при положении РУД ниже порога - по зависимости режима руления. Технический результат - повышение качества управляемости самолета на режиме руления при обеспечении защиты двигателя самолета от попадания посторонних предметов с рулежной дорожки и взлетно-посадочной полосы через воздухозаборник двигателя в процессе руления и разбега самолета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ управления газотурбинным двигателем самолета на режимах руления и разбега, включающий непрерывное измерение скорости самолета и ограничение расхода воздуха через двигатель путем ограничения приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления в зависимости от значения измеренной скорости самолета, отличающийся тем, что заранее выбирают две предельных зависимости частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости самолета соответственно для режимов руления и разбега самолета, при превышении положения рычага управления двигателем (РУД) заранее выбранного порога ограничивают частоту вращения ротора компрессора низкого давления по зависимости режима разбега самолета, а при положении РУД ниже порога - по зависимости режима руления.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что предельная зависимость частоты вращения ротора компрессора низкого давления от скорости движения самолета для режима разбега самолета соответствует заранее выбранной предельной зависимости, при которой на данной скорости исключается образование вихревого шнура.