СПОСОБ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
MONITORING METHOD OF GAS TURBINE ENGINE CONTROL SYSTEM

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
Известен способ контроля топливной системы ГТД, заключающийся в том, что после каждого полета и перед каждым вылетом контролируют отсутствие подтекания топлива и масла (И.В.Кеба «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М.: «Транспорт», 1976 г., с.96-97).
Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обнаружения зарождающихся дефектов в топливной системе ГТД.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля электронно-гидромеханической системы управления ГТД, заключающийся в том, что контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР) и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР) (В.И. Васильев «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1989 г., с.23-27).
Недостатком этого способа является следующее.
Система встроенного контроля (СВК) ЭР обеспечивает не 100% контроль состояния элементов САУ. У современных САУ, например двигателей ТВ3-117 ВМА-СБМ1 или ПС-90А2, коэффициент полноты контроля составляет 0,995.
Это может привести к тому, что при незафиксированном отказе ЭР в полете возникнет аварийная ситуация.
Это приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности самолета.
Целью изобретения является повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности самолета.
Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля электронно-гидромеханической системы управления ГТД, заключающемся в том, что контролируют работоспособность ЭР и при его отказе переводят управление ГТД на ГМР, дополнительно на взлете самолета при исправном ЭР по измеренным положению рычага управления двигателем, температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, температуре газов за турбиной и частоте вращения ротора двигателя по известным зависимостям определяют заданный расход топлива в камеру сгорания (КС) двигателя, по измеренному положению дозатора топлива и первой заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют текущий расход топлива в КС двигателя, по измеренным положению РУД и давлению воздуха на входе в двигатель и второй заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют минимально допустимый расход топлива в КС для текущего режима работы двигателя и высоты полета самолета, сравнивают текущий расход топлива и минимально допустимый, если текущий расход топлива больше минимально допустимого, сравнивают заданный расход топлива и минимально допустимый, если заданный расход топлива становится меньше минимально допустимого, блокируют изменение текущего расхода топлива в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем, если по истечении этого времени заданный расход топлива не стал больше минимально допустимого, переводят управления двигателем на ГМР, формируют сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подают его на табло в кабине пилота.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), ЭР 2, блок 3 исполнительных механизмов, селектор 4 «электроника - гидромеханика», дозатор 5, к селектору 4 подключены распределительные золотники (РЗ) 6 и 7, управляющие положением гидроцилиндров привода входного направляющего аппарата компрессора (ВНА) и клапанов перепуска воздуха из-за компрессора (КПВ) соответственно, второй БД 8, подключенный к ГМР 9, выход которого подключен к селектору 4, блок 10 контроля, входы которого подключены к выходам блоков 1 и 8 и ЭР 2, первый выход - через электромагнит (ЭМ) 11 - к селектору 4, второй выход - к табло 12 «Управление двигателем от ГМР», третий выход - к ЭР 2.
Устройство работает следующим образом.
ЭР 2 по информации из блока 1 по известным зависимостям (см., например, Шевяков А.А. «Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1976 г., с 123-144) формирует воздействия для управления дозатором 5 и золотниками 6 и 7.
То же самое делает ГМР 9 по информации из блока 8.
Блок 10 по информации, получаемой из блока 1 и ЭР 2 известными способами (см., например, В.И. Васильев «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1989 г., с.23-27) контролирует работоспособность ЭР 2.
При исправном ЭР 2 блок 10 формирует сигнал на ЭМ 11, ЭМ 11 переводит селектор 4 в положение «электроника». При этом положении селектора 4 к дозатору 5 и РЗ 6 и 7 подается управляющее воздействие от ЭР 2.
При отказе ЭР 2, обнаруженном блоком 10, сигнал с ЭМ 11 снимается, селектор 4 переводится в положение «гидромеханика», управление дозатором 5 и РЗ 6 и 7 переводится на ГМР 9.
При исправном ЭР 2 в блоке 10 дополнительно выполняются следующие операции.
По информации, получаемой из БД 1, определяется режим взлета самолета. Например, в САУ СУ самолета Ан-140, в СУ которого входят два двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1 производства ОАО «Мотор сич» г.Запорожье, Украина, признак «Взлетный режим» формируется при одновременном выполнении следующих условий:
руд
- α ≥94° (положение РУД),
и
- наличие сигнала «Воздушный винт на промежуточном упоре».
По измеренным положению рычага управления двигателем, температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, температуре газов за турбиной и частоте вращения ротора двигателя по известным зависимостям определяют заданный расход топлива в КС двигателя.
Так, например, в электронном регуляторе РЭД-2000 производства ОАО «СТАР», г.Пермь, являющемся ядром САУ двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1, это делается следующим образом.
Вычисляются заданные значения регулируемых параметров двигателя:
где nк - заданная частота вращения компрессора двигателя;
РУД
α - положение РУД;
ВХ
Т* - температура воздуха на входе в двигатель;
ВХ
Р* - давление воздуха на входе в двигатель.
где
nст - заданная частота вращения свободной турбины двигателя;
РУД
α - положение РУД.
Вычисляются заданные значения ограничиваемых параметров двигателя:
т
где Т* - заданная температура газов перед свободной
турбиной двигателя;
РУД
α - положение РУД;
ВХ
Т* - температура воздуха на входе в двигатель;
ВХ
Р* - давление воздуха на входе в двигатель.
где
к
Р* - заданное давление воздуха за компрессором двигателя;
РУД
α - положение РУД;
ВХ
Р* - давление воздуха на входе в двигатель.
где
Вmax
n - максимально допустимая частота вращения компрессора двигателя;
где
max
nСТ - максимально допустимая частота вращения свободной турбины двигателя.
Далее вычисленные по зависимостям 1-6 заданные значения параметров двигателя сравниваются с соответствующими им измеренными в БД 1. Вычисленные величины рассогласования селектируются по минимуму (выбирается минимальная величина).
Выбранная минимальная величина селектируется по минимуму с заданными значениями, вычисленными по программам переходных режимов:
где  - заданное ускорение компрессора двигателя;
РУД
α - положение РУД;
ВХ
Р* - давление воздуха на входе в двигатель.
- приведенная по температуре воздуха на входе в двигатель частота вращения компрессора двигателя
где
Gт - заданный расход топлива в КС двигателя;
k
Р* - заданное давление воздуха за компрессором двигателя;
пр - приведенный параметр;
ВДПР
n - приведенная по температуре воздуха на входе в двигатель частота вращения компрессора двигателя.
При селекции используются соответствующие коэффициенты приведения рассогласований к безразмерному виду.
Далее по отселектированной величине («ошибке регулирования») с помощью ПИД-алгоритма формируется заданный расход топлива в КС двигателя.
Количественные характеристики, используемые в зависимостях 1 - 8, и величины коэффициентов, используемых при селекции и вычислении заданного положения дозатора, приведены в документе «Техническое задание «Система автоматического управления и контроля двигателя ТВ3-117-ВМА-СБМ1», ЗМКБ «Прогресс», г.Запорожье, 1999 г.
Далее по измеренному с помощью БД 1 положению дозатора 5 топлива и первой заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют текущий расход топлива в КС двигателя.
Пример такой зависимости для дозатора топлива агрегата HP-2000 производства ОАО «СТАР», г.Пермь, входящего в состав САУ двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1, приведен в таблице 1.
Таблица 1.
Положение дозатора,
-30
60
150
градус
Расход топлива,
0
110
500
кг/час
Примечание: зависимость расхода от угла между указанными контрольными точками линейна и неразрывна.
РУД
ВХ
Далее по измеренным положению РУД (α) и давлению воздуха на входе в двигатель (Р*) и второй заранее заданной зависимости, формируемой расчетно-экспериментальным путем, определяют минимально допустимый расход топлива в КС для текущего режима работы двигателя и высоты полета самолета (Gт min).
Пример такой зависимости для двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1, входящего в состав СУ самолета Ан-140, приведен в таблице 2.
Таблица 2.
Gт min, кг/час
Р*<sub>ВХ</sub>, кгс/см<sup>2</sup>
1,1
0,81
0,37
α<sub>РУД</sub> ≤ 94 град
470
385
280
α<sub>РУД</sub> ≤ 86 град
110
Примечание: зависимость Gт min от α<sub>РУД</sub> и Р*<sub>ВХ</sub> между указанными контрольными точками линейна и неразрывна.
Далее сравнивают текущий расход топлива и минимально допустимый, если текущий расход топлива больше минимально допустимого, сравнивают заданный расход топлива и минимально допустимый, если заданный расход топлива становится меньше минимально допустимого, по команде блока 10 ЭР 2 блокирует изменение текущего расхода топлива в течение наперед заданного времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для двигателя ТВ3-117 ВМА-СБМ1 это время составляет 1 с).
Если по истечении этого времени заданный расход топлива не стал больше минимально допустимого, по команде блока 10 с помощью электромагнита 11 и селектора 4 переводят управления двигателем на ГМР 9, формируют сигнал «Управление двигателем от ГМР» и подают его на табло 12 в кабине пилота.
Таким образом, обеспечивается повышение качества контроля системы управления ГТД в полете и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности самолета.