СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
METHOD OF CONTROLLING FUEL FEED INTO GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Известен способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа, Кеба И.В. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., с.123-125.
Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что измеряют положение рычага (РУД) управления двигателем, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом автомата приемистости (АП), отселектированную величину подают в пропорционально-интегральный (ПИ) регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, отличающийся тем, что дополнительно предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД, по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя, измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения свободной турбины (СТ), рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП, патент РФ №2334889 от 27.09.2008.
Недостатком известного способа является следующее.
При выполнении летных испытаний самолета Ан-140-100, в САУ которого реализован известный способ управления, было отмечено кратковременное снижение режима работы двигателя с последующим его восстановлением из-за нестабильной работы канала измерения температуры газов за турбиной компрессора, при этом двигатель и его агрегаты были в исправном состоянии и соответствовали требованиям ТУ (технических условий).
Это снижает надежность работы двигателя и, особенно на взлете, безопасность самолета.
Целью изобретения является повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета.
Поставленная цель достигается тем, что в способе управления расходом топлива в ГТД, заключающемся в том, что измеряют положение РУД, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора, формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное, полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП, отселектированную величину подают в ПИ-регулятор, где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД, по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя, измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения СТ, рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ, сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП, дополнительно на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности, сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор, при невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя, сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор.
На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 двигателя (РЭД), электрогидропреобразователь 3 (ЭГП), дозатор 4 топлива.
РЭД 2 представляет собой бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), содержащую постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), в котором содержится программное обеспечение (ПО), реализующее алгоритмы управления двигателем. Дополнительно БЦВМ оснащена устройствами ввода/вывода (УВВ) физических сигналов (из БД 1 и в ЭГП 3), оперативным запоминающим устройством (ОЗУ), необходимым для обработки процессором БЦВМ поступающей из УВВ информации, репрограммируемым запоминающим устройством (РПЗУ), необходимым для хранения информации, относящейся к индивидуальным характеристикам двигателя (эксплуатационные регулировки, наработки, остаток ресурса). БЦВМ, ПЗУ, ПО, УВВ, ОЗУ, процессор, РПЗУ на чертеже не показаны.
Устройство работает следующим образом.
В РЭД 2 с помощью БД 1 измеряют положение РУД, частоту вращения турбокомпрессора, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной газогенератора. По хранящимся в ПЗУ наперед заданным зависимостям формируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессора как функцию от положения РУД, давления и температуры воздуха на входе в двигатель, задают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора, сравнивают заданное значение частоты вращения турбокомпрессора и измеренное, сравнивают предельное для данного двигателя значение температуры газов за турбиной газогенератора (являющееся константой для всех двигателей данного типа с возможностью регулировки в ограниченном диапазоне при приемо-сдаточных испытаниях двигателя и в эксплуатации - при переходах зима-лето) и измеренное,
Полученные рассогласования селектируют по минимуму с сигналом АП (на чертеже не показан), работающего, например, по программе
РУД
где α - положение РУД,
*
ВХ
T  - температура воздуха на входе в двигатель,
*
ВХ
P  - давление воздуха на входе в двигатель,
к
P - давление воздуха за компрессором двигателя,
к
n - заданная частота вращения компрессора двигателя.
Отселектированную величину подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан), где формируют управляющее воздействие на дозатор расхода топлива, подаваемое через ЭГП 3 на дозатор 4, с помощью которого и осуществляется управление расходом топлива в камеру сгорания (КС) двигателя.
Одновременно с этим в РЭД 2:
- предельное ограничение по температуре газов за турбиной газогенератора корректируют по положению РУД (по известной зависимости, заданной, например, в Техническом задании на разработку системы управления, контроля и диагностирования двигательной установки самолета Ан-140 с двигателями ТВД ТВ3-117ВМА-СБМ1 и воздушным винтом АВ-140», ЗМКБ «Прогресс», г.Запорожье, 1998 г., приложение 20);
- по положению РУД формируют заданное значение мощности двигателя по наперед заданной характеристике, хранящейся в ПЗУ:
зад
где Ne - заданное значение мощности двигателя,
РУД
α - положение РУД.
Для двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1, входящего в состав силовой установки самолета Ан-140, зависимость (2) приведена в таблице 1.
Таблица 1
α<sub>руд</sub>, градус
50
86
94
100
Ne<sub>зад</sub>, л.с.
160
1750
2100
2500
- измеряют крутящий момент на выходном валу двигателя и частоту вращения СТ,
- рассчитывают располагаемую мощность двигателя как произведение величин крутящего момента и частоты вращения СТ,
- сравнивают заданное значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя,
- полученное рассогласование селектируют по минимуму с сигналом АП.
Дополнительно в РЭД 2 по информации из БД 1 определяется режим взлета самолета. Например, в САУ СУ самолета Ан-140, в СУ которого входят два двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1 производства ОАО «Мотор сич» г.Запорожье, Украина, признак «Взлетный режим» формируется при одновременном выполнении следующих условий:
руд
- α≥94° (положение РУД),
и
- отсутствие сигнала «Шасси обжато»,
и
полета
- V≥150 км/ч (скорость самолета),
и
расп
- Ne≥2000 л.с. (располагаемая мощность двигателя).
В РЭД 2 на взлете самолета по положению РУД формируют минимально допустимое значение мощности (для двигателя ТВ3-117ВМА-СБМ1 это значение равно 2100 л.с.), сравнивают минимально допустимое значение мощности двигателя и располагаемую мощность двигателя, полученное рассогласование вместо отселектированной величины подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан).
2
При невозможности определения величин минимально допустимой или располагаемой мощности (например, при отказе одного из каналов измерений, обеспечивающих замер параметра, используемого в расчете заданной или располагаемой мощности) в РЭД 2 формируют как функцию от положения РУД и давления воздуха на входе в двигатель значение минимально допустимого давления воздуха за компрессором двигателя (для двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1 это значение равно 15,5 кгс/см), сравнивают минимально допустимое и измеренное значения давления воздуха за компрессором, полученное рассогласование подают в ПИ-регулятор (на чертеже не показан).
Т.о., за счет повышения качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета обеспечивается работа двигателя на режимах с располагаемой мощностью, обеспечивающей нормальный взлет самолета. Это повышает надежность работы двигателя как элемента СУ самолета и безопасность самого самолета.