Система управления двигательной установкой летательного аппарата Советский патент 1993 года по МПК B64D31/00 B64D31/06 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления двигательными установками летательных аппаратов.

Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик за счет обеспечения оптимальных режимов работы двигателя, а также повышение надежности работы двигательной установки.

На чертеже представлена структурная схема системы управления двигательной установкой.

В систему входят рычаг управления двигателем 1 с электрическим приводом 2, датчик угла отклонения рычага управления двигателем 3, механизм подачи топлива 4, кран топливного агрегата 5, блок аэродинамических данных 6, блок расчета требуемой тяги 7, делитель 8, блок расчета командной тяги 9, переключатель 10, первый 11 и второй 12 модули сравнения, датчик винтовой тяги 13, блок расчета реактивной тяги 14, сумматор 15, электрический привод 16 топливного агрегата, тумблер резервного управления 17.

Система работает следующим образом.

Отклонение рычага управления двигателем 1 воспринимается датчиком угла отклонения рычага управления двигателем ( ЯРУД) 3 и поступает на первый вход блока расчета командной тяги 9, на второй вход кбторого поступает информация о высоте полета Н и числе М полета из блока аэродинамических данных 6. В блоке 9 по заложенной в нем зависимости РПр f( Оруд) для условий Н 0 и М О рассчитывается значение тяги Рпр (тяга приведенная к нулевым внешним условиям), которое для получения командной тяги Р умножается на коэффициент, являющийся функцией Н и М.

Рассчитанное в блоке 9 командное значение тяги при ручном режиме управления тягой двигателя Р (положение переключателя 10 соответствует изображенному на чертеже) через размыкающие контакты переключателя 10 поступает в качестве заданной тяги РЭ на первый вход первого модуля сравнения 11, на второй вход которого поступает с выхода сумматора 15 значение действующей тяги двигателя. Действующая тяга складывается из винтовой тяги, поступающей от датчика 13 винтовой тяги, и реактивной тяги, вырабатываемой в блоке 14 расчета реактивной тяги по заложенной в нем зависимости реактивной тяги от суммарной степени повышения давления в компрессоре двигателя (отношения давления

на выходе компрессора к давлению на входе).

Рассогласование между заданной и действующей тягами с выхода модуля срав- нения 11 поступает в механизм подачи топлива 4 основного контура управления и одновременно на первый вход электрического привода 16 крана топливного агрегата 5 резервного контура управления двигате

лем, согласуя его положение с положением

механизма подачи топлива 4 основного контура управления.

В случае отказа основного контура управления, необходимое для работы двигате5 ля количество топлива обеспечивается подачей соответствующей полярности напряжения на второй вход электрического привода 16 крана топливного агрегата 5 от тумблера резервного управления 17.

0 в автоматическом режиме управления тягой двигателя (второе положение переключающего устройства 5) на первый вход первого модуля сравнения 11 в качестве заданной тяги через замыкающие контакты

5 переключателя 10 поступает требуемая тяга от делителя 8, на вход которого поступает суммарная требуемая тяга РТр, рассчитанная в блоке расчета требуемой тяги 7 в соответствии с зависимостью

0Р тр Рд + К1(Узад - Утек) + К2 Утек,

где Утек - текущая скорость самолета; - заданная скорость самолета; Рд - действующая суммарная тяга двигателей, при которой достигнута скорость

5 Утек, Ki, K2 - коэффициенты.

В делителе 11 суммарная требуемая тяга двигателей делится на число работающих двигателей.

Отработка заданной тяги в автоматиче0 ском режиме происходит аналогично автоматическому режиму.

На второй модуль сравнения 12 поступают заданная тяга Рэ с выхода переключателя 10 (на первый вход) и командная тяга

5 рк непосредственно из блока расчета командной тяги 9 (на второй вход). При ручном режиме управления тягой Р3 Рк и сигнал рассогласования на выходе второго модуля сравнения 12 отсутствует.

0 При автоматическом режиме управления тягой, т.к. Р3 Ртр, а Рк определяется положением рычага 1 управления двигателем, на выходе второго модуля сравнения 12 появится сигнал рассогласования, который

5 поступает на вход электрического привода 2, перемещающего рычаг управления двигателем 1 до согласования командной тяги с требуемой. Благодаря этому при переключении управления тягой двигателя с автоматического режима на ручной не будет

резкого изменения режима работы двигателя.

Формула изобретения Система управления двигательной установкой летательного аппарата, содержащая рычаг управления двигателем, кинематически соединенный с электрическим приводом и датчиком угла отклонения рычага управления двигателем, механизм подачи топлива, кран топливного агрегата, блок аэродинамических данных, блок расчета требуемой тяги, выход которого соединен с делителем, отличающаяся тем, что, с целью улучшения эксплуатационных характеристик за счет обеспечения оптимальных режимов работы двигателя, а также повышения надежности.дополнительно снабжена блоком расчета командной тяги, переключателем, первым и вторым модулями сравнения, датчиком винтовой тяги, блоком расчета реактивной тяги, сумматором, электрическим приводом крана топливного агрегата и тумблером резервного управления, при этом выход датчика угла отклоне0

5

0

ния рычага управления двигателем соеди нен с первым входом блока расчета командной тяги, второй вход которого соединен с выходом блока аэродинамических данных, а выход соединен с вторым входом второго модуля сравнения непосредственно, а через размыкающие контакты переключателя - с первыми входами первого и второго модулей сравнения, которые одновременно соединены через замыкающие контакты переключателя с выходом делителя, второй вход первого модуля сравнения соединен с выходом сумматора, входы которого соединены-соответствен но с выходом датчика винтовой тяги и с выходом блока расчета реактивной тяги, выход первого модуля сравнения соединен с входом механизма подачи топлива и с первым входом электрического привода крана топливного агрегата, второй вход которого соединен с выходом тумблера резервного управления, а выход кинематически соединен с краном топлий-- ного агрегата.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления двигательными установками летательных аппаратов Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик за счет обеспечения оптимальных режимов работы двигателя, а также повышение надежности работы двигательной установки. Система работает в ручном, автоматическом и аварийном режимах. При работе в ручном режиме блоком расчета командной тяги 9 формируется командное значение тяги, поступающее через размыкающий контакт переключающего устройства 10 в модуль сравнения 11. После сравнения командного значения тяги с текущим, которое формируется сумматором 15, разница отрабатывается механизмом подачи топлива 4 и электрическим приводом крана 16 топливного агрегата 5. При этом текущим значением тяги является сумма винтовой тяги от датчика 13 и реактивной от датчика 14. При работе в автоматическом режиме заданное значение тяги поступает на вход сумматора 15 через замыкающиеся контакты переключающего устройства 10 через делитель 8 с выхода блока расчета требуемой тяги 7. Текущее значение тяги поступает с сумматора 15, рассогласование после сравнения с заданным значением отрабатывается механизмом подачи топлива 4 и электрическим приводом крана 16 топливного агрегата 5. При отказе основного контура управления управление подачей топлива осуществляется тумблером 17 путем подачи сигнала соответствующей полярности на второй вход электрического привода 16 крана топливного агрегата 5. 1 ил. сл С 00 кэ to 00 со ю