СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
GAS TURBINE ENGINE CONTROL METHOD

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Известен способ управления ГТД, заключающийся в том, что по измеренной частоте вращения ротора двигателя по известной зависимости формируют заданное положение лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора двигателя, в соответствии с ним α до заданной частоты вращения удерживают лопатки ВНА в положении «закрыто», после выхода двигателя на режимы, где частота вращения выше заданной, устанавливают лопатки ВНА в положении «открыто» [1].
Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, невозможность использования для управления современными ГТД, а именно турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности (ТРДД), такими, например, как двигатели семейства ПС-90А.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД заключающийся в том, что по измеренной частоте вращения ротора двигателя и температуры воздуха на входе в двигатель формируют значение приведенной частоты вращения ротора двигателя, по известной зависимости формируют заданное положение лопаток направляющего аппарата (НА) компрессора двигателя, сравнивают его с измеренным положение лопаток НА, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод лопаток НА [2].
Недостатком этого способа является следующее.
При переводе рычага управления двигателем (РУД) из положения «малый газ», соответствующего режиму минимальной тяги, в положение «максимал», соответствующее режиму максимальной тяги, реальное увеличение тяги двигателя занимает определенный промежуток времени, зависящий от характеристик двигателя и параметров воздуха на входе в двигатель. Это время может быть от 5 до 20 секунд. Для двигателя, входящего в силовую установку (СУ) современного боевого самолета, в условиях боевого применения требуется изменять тягу за время 1…2 секунды. Известный способ управления ГТД не обеспечивает это требование, что приводит к ухудшению летных характеристик самолета.
Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, улучшение летных характеристик самолета.
Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что по измеренной частоте вращения ротора двигателя и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение приведенной частоты вращения ротора двигателя, по известной зависимости формируют заданное положение лопаток направляющего аппарата (НА) компрессора двигателя, сравнивают его с измеренным положением лопаток НА, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод лопаток НА, дополнительно по сигналу «боевой режим» изменяют расход топлива в камеру сгорания (КС) двигателя до тех пор, пока частота вращения ротора газогенератора не станет максимальной, прекращают формировать заданное положение лопаток НА компрессора двигателя по приведенной частоте вращения ротора двигателя, начинают формировать заданное положение лопаток НА компрессора двигателя по положению РУД по линейной зависимости, причем положению РУД «малый газ» соответствует положение лопаток НА «закрыто», а положению РУД «максимал» - «открыто», а расход топлива изменяют таким образом, чтобы независимо от положения НА частота вращения ротора газогенератора была максимальной.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные регулятор 1 режимов работы двигателя, первый электрогидропреобразователь (ЭГП) 2, дозатор 3, последовательно соединенные первый задатчик 4 положения НА, переключатель 5, сумматор 6, второй ЭГП 7, сервомотор 8, датчик 9 положения, НА, выход которого подключен ко второму входу сумматора 6, ко второму входу переключателя 5 подключен второй задатчик 10 положения НА, управляемый вход переключателя 5 подключен к выходу регулятора 1.
вх
Задатчик 2 выполнен в виде последовательно соединенных блока 11 приведения, блока 12 умножения (БУ), первого блока 13 вычисления заданного положения НА. Блок 11 подключен к датчику 14 температуры (Т) воздуха на входе в двигатель, а БУ 12 - к датчику 15 частоты вращения ротора двигателя (n). Задатчик 10 выполнен в виде второго блока 16 вычисления заданного положения НА, подключенного к датчику 17 положения РУД (α руд).
Устройство работает следующим образом.
пр
вх
При отсутствии сигнала «боевой режим» регулятор 1 с помощью ЭГП2 и дозатора 3 управляет расходом топлива. Сигнала с выхода регулятора 1 на вход переключателя 5 нет, на вход сумматора 6 подается сигнал заданного положения НА с выхода задатчика 4: по приведенной частоте (n) вращения ротора двигателя, формируемой по сигналам Т (от датчика 14) и n (от датчика 15) в БУ 12 с помощью блока 11, блок 13 формирует заданное положение НА (α на зад. 1) для данного режима работы двигателя.
Сигнал α на зад. 1 поступает в сумматор 6, где сравнивается с измеренным положением НА (от датчика 9). По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями ЭГП 7 осуществляет управление НА с помощью сервомотора 8. Таким образом, обеспечивается управление НА по приведенной частоте вращения ротора двигателя, при котором в зависимости от типа двигателя изменение тяги СУ самолета от минимального уровня до максимального происходит за 5…20 с.
При поступлении из кабины пилота сигнала «боевой режим» регулятор 1 с помощью ЭГП 2 и дозатора 3 увеличивает расход топлива до тех пор, пока частота вращения ротора двигателя не станет максимальной. После достижения максимальной частоты вращения подается сигнал с выхода регулятора 1 на вход переключателя 5. Переключатель 5 перекладывается в положение, при котором на вход сумматора 6 подается сигнал заданного положения НА с выхода заданного датчика 10: по положению α руд (отдатчика 17) блок 16 формирует заданное положение НА (α на зад. 2) для данного положения РУД.
Сигнал α на зад. 2 поступает в сумматор 6, где сравнивается с измеренным положением НА (от датчика 9). По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями электрогидропреобразователь 7 осуществляет управление НА с помощью сервомотора 8. При этом регулятор 1 с помощью ЭГП 2 и дозатора 3 управляет расходом топлива таким образом, чтобы обеспечить поддержание максимальной частоты вращения ротора двигателя.
Таким образом, обеспечивается управление НА по положению РУД без изменения частоты вращения ротора двигателя, при котором в зависимости от типа двигателя изменение тяги СУ самолета от минимального уровня до максимального происходит за 1…2 с.
Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, улучшение динамических характеристик ГТД и летных характеристик самолета.
Источники информации
1. Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД». М., «Машиностроение», 1965.
2. Шляхтенко С.М. «Теория авиационных ВРД». М., «Машиностроение», 1974 г.