СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВУХДВИГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ
CONTROL MODE OF TWIN-ENGINE PROPULSION SYSTEM

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД), входящими в силовые установки (СУ) самолетов и вертолетов.
Известен способ управления ГТД реализованный в электронно-гидромеханической САУ двигателя ТВ3-117, входящего в состав СУ вертолетов Ми-8, Ми-14, Ми-17, Ми-24, Ми-28, Ми-35, Ка-50, Ка-52 [1]. Способ заключается в том, что с целью повышения надежности работы СУ управляющее воздействие регулятора одного ГТД корректируется в зависимости от частоты вращения свободной турбины и турбокомпрессора второго ГТД.
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, реализованный, например, в электронно-гидромеханической САУ двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку (СУ) самолета Ил-114 [2].
САУ содержит электронный регулятор (ЭР), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), селектор и блок исполнительных элементов (ИЭ).
САУ содержит электронный регулятор (ЭР), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), селектор и блок исполнительных элементов (ИЭ).
Способ заключается в том, что измеряют положение рычага (РУД) управления первым двигателем и параметры первого двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров первого двигателя по известным законам управления формируют управляющее воздействие и осуществляют управление первым двигателем с помощью ЭР, при отказе ЭР переводят управление первого двигателя на резервный ГМР, измеряют положение РУД второго двигателя и параметры второго двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров второго двигателя по известным законам управления формируют управляющее воздействие и осуществляют управление вторым двигателем с помощью ЭР, при отказе ЭР переводят управление второго двигателя на резервный ГМР.
Недостатком этого способа является следующее.
При отказе ЭР управление двигателем переводится на ГМР. Это снижает качество управления, т.к.
- номенклатура датчиков ЭР и ГМР не совпадает;
- точностные характеристики датчиков ЭР лучше, чем у ГМР;
- законов управления, реализованных в ГМР, меньше по количеству и точность их поддержания ниже.
При этом возникает возможность рассогласования двигателей двухдвигательной силовой установки по тяге или выдаваемой мощности.
Дополнительно при переводе управления на ГМР теряются очень важные функции, такие, например, как защита турбины от перегрева и защита двигателя от помпажа и расцепки валов компрессора и турбины.
Все это приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности полета летательного аппарата (ЛА).
Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
Поставленная цель достигается тем, что в способе управления двухдвигательной силовой установкой, заключающемся в том, что измеряют положение рычага (РУД) управления первым двигателем и параметры первого двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров первого двигателя формируют управляющее воздействие и осуществляют управление первым двигателем с помощью электронного регулятора (ЭР) первого двигателя, измеряют положение РУД вторым двигателем и параметры второго двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров второго двигателя формируют управляющее воздействие и осуществляют управление вторым двигателем с помощью ЭР второго двигателя, причем дополнительно в ЭР первого двигателя измеряют положение рычага (РУД) управления вторым двигателем и параметры второго двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров второго двигателя по известным законам управления формируют управляющее воздействие для второго двигателя, в ЭР второго двигателя измеряют положение рычага (РУД) управления первым двигателем и параметры первого двигателя, в зависимости от положения РУД и значения параметров первого двигателя по известным законам управления формируют управляющее воздействие для первого двигателя, при отказе ЭР первого двигателя и исправном ЭР второго двигателя управление обоими двигателями осуществляют с помощью ЭР второго двигателя, при отказе ЭР второго двигателя и исправном ЭР первого двигателя управление обоими двигателями осуществляют с помощью ЭР первого двигателя, при отказе ЭР первого и второго двигателей переводят управление первого и второго двигателя на резервный ГМР.
На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные первый блок 1 датчиков (БД), ЭР 2 первого двигателя, первый селектор 3 «электроника-электроника», первый селектор 4 «электроника-гидромеханика», блок 5 исполнительных элементов (ИЭ) первого двигателя, ко второму входу селектора 4 подключен резервный ГМР 6, вход которого соединен с выходом второго БД 7, последовательно соединенные третий БД 8, ЭР 9 второго двигателя, второй селектор 10 «электроника-электроника», второй селектор 11 «электроника-гидромеханика», блок 12 исполнительных элементов (ИЭ) второго двигателя, ко второму входу селектора 11 подключен резервный ГМР 13, вход которого соединен с выходом четвертого БД 14, выход БД 1 подключен ко входу ЭР 9, выход БД 8 подключен ко входу ЭР 2, выход ЭР 2 подключен ко входу селектора 10, а выход ЭР 9 подключен ко входу селектора 3, в состав ЭР 2 входит блок 15 встроенного контроля, выход которого подключен к управляемым входам селекторов 3 и 4, в состав ЭР 9 входит БВК 16, выход которого подключен к управляемым входам селекторов 10 и 11, БВК 15 и 16 соединены между собой.
Устройство работает следующим образом. Электронные регуляторы 2 и 9 по сигналам датчиков из блоков 1 и 8 по известным зависимостям (см., например, [3]) формируют управляющие воздействия на ИЭ 5 и 12, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в камеру сгорания, положения лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора и клапанов (КПВ) перепуска воздуха первого и второго двигателей СУ.
Работоспособность ЭР 2 и 9 оценивается БВК 15 и 16 по известным принципам (см., например, [4]).
При исправном ЭР 2 селектор 3 пропускает управляющее воздействие ЭР 2.
При исправном ЭР 9 селектор 10 пропускает управляющее воздействие ЭР 9.
При исправных ЭР 2 и 9 селекторы 4 и 11 находятся в положении «электроника» и пропускают в блоки 5 и 12 ИЭ управляющие команды ЭР 2 (для управления первым двигателем) и 9 (для управления вторым двигателем).
Одновременно с этим ЭР 2 по сигналам датчиков из блока 8 рассчитывает управляющее воздействие, которое при подаче на ИЭ 12 может обеспечить требуемые изменения расхода топлива в камеру сгорания положения лопаток ВНА компрессора и КПВ второго двигателя СУ, а ЭР 9 по сигналам датчиков из блока 1 рассчитывает управляющее воздействие, которое при подаче на ИЭ 5 может обеспечить требуемые изменения расхода топлива в камеру сгорания положения лопаток ВНА компрессора и КПВ первого двигателя СУ.
При отказе ЭР 2 и исправном ЭР 9 по команде БВК 15 селектор 3 перекладывается в положение, при котором через селектор 4 и ИЭ 5 на первый двигатель подается управляющее воздействие от ЭР 9 для первого двигателя.
При отказе ЭР 9 и исправном ЭР 2 по команде БВК 16 селектор 10 перекладывается в положение, при котором через селектор 11 и ИЭ 12 на второй двигатель подается управляющее воздействие от ЭР 2 для второго двигателя.
При одновременном отказе ЭР 2 и 9:
- по команде БВК 15 селектор 4 отсекает от ИЭ 5 управляющее воздействие от селектора 3 и подает на первый двигатель управляющее воздействие от ГМР 6;
- по команде БВК 16 селектор 11 отсекает от ИЭ 12 управляющее воздействие от селектора 10 и подает на второй двигатель управляющее воздействие от ГМР 13.
Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
СПИСОК ИСТОЧНИКОВ ИНФОРМАЦИИ
1. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.
2. «Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я, Климова, Ленинград, 1988 г.
3. Шляхтенко С.М. «Теория двухконтурных ТРД», М., «Машиностроение», 1979 г.
4. Бодлер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. «Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1973.