СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Полезная модель относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей и может быть использована для повышения эффективности их управления во всем диапазоне режимов работы.
Известна система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая регулятор, связанный с датчиками параметров работы двигателя, насос высокого давления и основной топливный насос для подачи топлива, а также первый и второй переключатели подключения насосов, оснащенные устройствами их управления, связанными с регулятором, выход каждого насоса через соответствующий переключатель имеет возможность соединения с магистралью расходного топлива дозаторов топлива и с магистралью управляющего топлива электрогидроусилителей, связанных с регулятором и предназначенных для управления положением дозаторов топлива, при этом на выходе насосов установлены датчики давления топлива, связанные с регулятором.
(см. патент РФ на полезную модель №122705, кл. F02C 9/26, 2012 г.).
В результате анализа известной системы управления газотурбинным двигателем, необходимо отметить, что ее регулирование основано только на переключении насосов подачи топлива в зависимости от режима работы ГТД, что не обеспечивает эффективного регулирования во всем диапазоне режимов работы двигателя, в том числе, в зависимости от высоты и скорости полета.
Известно устройство управления газотурбинным двигателем, содержащее распределитель топлива по форсункам камеры сгорания, связанный с выходом дозирующего устройства, исполнительный механизм которого имеет возможность управления от регулятора расхода топлива. Регулятор расхода топлива связан с выходом первого элемента сравнения, с первым входом которого связан первый задатчик режима работы двигателя, а со вторым входом связан датчик контроля регулируемого параметра, по значению которого осуществляется коррекция расхода топлива. Первый вход задатчика связан с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, а второй - с датчиком положения рычага управления двигателем.
В состав устройства входит второй задатчик дозирования топлива на приемистости, первый и второй входы которого связаны соответственно с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель и с датчиком положения рычага управления двигателем.
Выход задатчика дозирования топлива связан с первым входом второго элемента сравнения и с входом преобразователя. Второй вход второго элемента сравнения связан с датчиком расхода топлива, подаваемого на распределитель. Выход второго элемента сравнения связан с входом исполнительного органа, управляющего положением контакта двухпозиционного переключателя автомата приемистости. Переключатель содержит два контакта, к одному из которых подведен выход регулятора расхода, а к другому выход преобразователя автомата приемистости. Выходной контакт переключателя связан с входом исполнительного органа.
Третий вход задатчика дозирования топлива связан с системой управления летательного аппарата.
На постоянных режимах работы двигателя на распределитель топлива насосом подается топливо, расход которого определяется положением дозирующего элемента дозирующего устройства. Текущее положение дозирующего элемента задается исполнительным органом.
Для регулирования подачи топлива в первом задатчике на основании поступающих от датчиков значений по заранее заданной зависимости рассчитывается заданное значение регулируемого параметра, которое поступает на первый элемент сравнения, где сравнивается с фактическим значением параметра, поступающего на элемент сравнения от датчика. Полученный в результате сравнения управляющий сигнал поступает на вход регулятора, откуда полученный управляющий сигнал подается на первый контакт двухпозиционного переключателя.
Параллельно на второй задатчик поступают сигналы значений с соответствующих датчиков, а также от системы управления летательным аппаратом. В задатчике эти значения обрабатываются по наперед заданной зависимости и выходной сигнал, характеризующий расход топлива поступает на второй элемент сравнения и преобразователь. Преобразованный управляющий сигнал из преобразователя поступает на второй контакт двухпозиционного переключателя откуда после замыкания контакта поступает на вход исполнительного органа.
Параллельно во втором элементе сравнения осуществляется сравнение значений расхода топлива, поступающего на распределитель и выработанного вторым задатчиком.
До тех пор, пока при работе второго элемента сравнения выполняется отношение заданное отношение расходов, исполнительный орган выключен и управление расходом осуществляется от регулятора, управляющий сигнал с выхода которого подается через первый контакт переключателя и контактирующий с ним переключающий элемент на исполнительный орган. Данное положение характерно для стационарного режима работы двигателя.
На переходном режиме работы двигателя, который задается перемещением рычага управления двигателем, изменяется значение параметра датчика положения рычага и резко увеличивается значение сигнала, вырабатываемого первым задатчиком, а, следовательно, первым элементом сравнения и регулятором, что приводит к избытку топлива, подаваемого на распределитель. Для исключения этого практически одновременно с приемистостью на втором элементе сравнения нарушается установленная для него зависимость, что приводит к срабатыванию исполнительного органа, который запитывает элемент управления переключением переключающего элемента, который размыкается с первым контактом и замыкается со вторым. В результате регулятор отключается от управления расходом топлива, который регулируется преобразователем, программа работы которого рассчитана на задание расхода топлива на режиме приемистости, обеспечивающим необходимый темп изменения скорости летательного аппарата и рациональное расходование ресурса двигателя.
(см. патент РФ на полезную модель №114732, кл. F02C 9/00, 2012 г.) - наиболее близкий аналог.
В результате анализа известного решения необходимо отметить, что обладает довольно узкими возможностями регулирования, так как не позволяет перестраивать контур регулирования двигателя в зависимости от высоты и скорости полета и, тем самым, обеспечить рациональное расходование его ресурса.
Техническим результатом настоящей полезной модели является разработка системы управления газотурбинным двигателем, позволяющей повысить эффективность летно-технических характеристик двигателя при рациональном расходовании его ресурса за счет изменения настройки контура регулирования температуры газа на большую величину расхода топлива, только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета или по сигналу летчика из кабины, и применять более щадящий режим работы двигателя (меньшую настройку контура регулирования температуры газа) на менее интенсивных (не предельных) режимах работы.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе управления газотурбинным двигателем, включающей регулятор расхода топлива в камеру сгорания двигателя, вход регулятора связан с выходом первого элемента сравнения, первый вход которого связан с датчиком температуры газа на выходе камеры сгорания, а второй - с выходом переключателя, к первому входу переключателя подключен первый задатчик программного значения температуры газов, вход которого связан с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, новым является то, что система снабжена вторым задатчиком программного значения температуры газов, вторым и третьим элементами сравнения, элементом «И», выход которого подключен к управляющему входу переключателя, первый и второй входы элемента «И» подключены к выходам второго и третьего элементов сравнения, первые входы которых связаны соответственно с задатчиками предельных значений высоты 11 и скорости полета, а вторые - соответственно с датчиками высоты и скорости полета, при этом вход второго задатчика программного значения температуры газов связан с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, а выход подключен ко второму входу переключателя, при этом система может быть дополнительно оснащена элементом управления, расположенным в кабине пилота и предназначенным для управления переключателем, и элементом «ИЛИ», первым входом подключенным к выходу элемента «И», а выходом - к управляющему входу переключателя, а элемент управления переключателем подключен ко второму входу элемента «ИЛИ».
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления газотурбинным двигателем.
т
4
Система управления газотурбинным двигателем 1 содержит регулятор 2 расхода топлива (G) в камеру сгорания двигателя. На выходе двигателя установлен датчик 3 температуры газов (T). Вход регулятора 2 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с датчиком 3.
Система также содержит датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, связанный с входами первого 6 и второго 7 задающих устройств - задатчиков программного значения температуры газов.
Система содержит элемент «И» 8, входы которого связаны с выходами второго 9 и третьего 10 элементов сравнения, первые входы которых связаны соответственно с задатчиками фиксированных значений высоты 11 и скорости 12 полета, а вторые - соответственно, с датчиками 13 высоты и скорости 14 полета. Выход элемента «И» связан с управляющим входом переключателя 15, к первому и второму входам которого подключены соответственно выходы первого 6 и второго 7 задающих устройств. Выход переключателя связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.
Система может быть оснащена установленным в кабине пилота элементом 16 (рукояткой, тумблером и пр.) ручного управления переключателем 15 и элементом «ИЛИ» 17. Первый вход элемента «ИЛИ» подключают к выходу элемента «И», а его выход - к управляющему входу переключателя 15. Ко второму входу элемента «ИЛИ» подключают элемент 16.
Система управления скомпонована из стандартных блоков и модулей.
Датчики 3, 5, 13, 14 являются стандартными. В качестве элементов «И», «ИЛИ» могут быть использованы стандартные логические схемы. В качестве регулятора 2 используют серийно выпускаемый регулятор. Переключатель 15, элементы сравнения 4, 9, 10 также являются стандартными.
4-01
вх
В качестве первого задающего устройства 6 - задатчика программного значения температуры газов могут быть использованы стандартные широко применяемые в системах управления устройства, реализующие одно- или многокоординатные наперед заданные функциональные зависимости. Например, в предлагаемом решении в задающем устройстве реализуется наперед заданная зависимость: T=f(T). В цифровых системах управления эти зависимости реализуются в виде таблиц или аппроксимирующих полиномов, в гидромеханических системах в виде пространственных кулачков.
4-02
вх
Задающее устройство 7 - задатчик программного значения температуры газов, может выполняется аналогично задачику 6, только в нем реализуется другая наперед заданная зависимость: T=f (T).
В качестве задатчиков 11 и 12 могут быть использованы аналогичне устройства как и для задатчиков 6 и 7, только в них заданы конкретные фиксированные наперед выбранные значения высоты полета «Но» для задатчика 11 и скорости полета «Мо» для задатчика 12.
Система управления газотурбинным двигателем работает следующим образом.
4
4
4-01
В процессе работы двигателя 1 на установившихся непредельных режимах расход топлива (От) в его камеру сгорания осуществляется регулированием проходного сечения дозирующего элемента регулятора 2, которое задается управляющим сигналом с выхода первого элемента сравнения 4. Для выработки управляющего сигнала (ΔT) на первый вход элемента сравнения 4 подается сигнал, характеризующий температуру газов (T) двигателя. Параллельно на первый вход переключателя 15 подается сигнал (T) с первого задающего устройства 6. Данный сигнал получают в первом задающем устройстве 6 по приведенной выше зависимости и он характеризует программное значение температуры газов в двигателе, например за турбиной, в зависимости от значения температуры воздуха на входе в двигатель.
4
4
4
Таким образом, на второй вход элемента сравнения 4 с переключателя 15 поступает сигнал (T4°), а на первый - сигнал с датчика 3 - сигнал (T). В элементе сравнения 4 проводится математическая операция сравнения ΔT=T4°-T и управляющий сигнал подается на регулятор для управления расходом топлива в камеру сгорания.
Параллельно, в процессе полета датчиками 13 и 14 измеряются высота и скорость полета, которые во втором 9 и третьем 10 элементах сравнения непрерывно сравниваются с их фиксированными предельными значениями, заложенными в задатчики 11 и 12. До тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных задатчиками, с элементов сравнения 9 и 10 сигналы на элемент «И» не проходят. Если измеренные значения высоты и скорости полета превышают заданные задатчиками 11 и 12, то со второго и третьего элементов сравнения 9 и 10 сигналы поступают на элемент «И», который срабатывает и выдает на управляющий вход переключателя 15 сигнал, в соответствии с которым от второго входа первого элемента сравнения 4 отключается первое задающее устройство 6 и подключается второе задающее устройство 7. Дальнейшее управление двигателем осуществляется через второе задающее устройство 7 по зависимости, приведенной выше.
В случае необходимости экстренного регулирования перехода управления с первого задающего устройства 6 на второе 7, оно осуществляется по команде пилота из кабины управления посредством элемента 16, сигнал с которого подается на второй вход элемента «ИЛИ» 17 и подключает ко второму входу первого элемента сравнения 4 задающее устройство 7 (или задающее устройство 6).
Переключение управления подачей топлива с первого задающего устройства на второе в зависимости от условий полета, обеспечивает рациональное расходование ресурса двигателя за счет изменения настройки контура регулирования температуры газа на большую величину расхода топлива только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета.