СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
METHOD TO CONTROL GAS TURBINE ENGINE

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 измеренному положению рычага управления двигателем (РУД) управляют расходом топлива в камеру сгорания (КС), по измеренной частоте вращения ротора двигателя управляют клапанами перепуска воздуха из-за компрессора, [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 измеренному положению рычага управления двигателем (РУД), измеренной частоте вращения ротора двигателя, измеренной температуре газов за турбиной двигателя, измеренному давлению воздуха за компрессором двигателя формируют управляющее воздействие на расход топлива в КС, по измеренной частоте вращения ротора двигателя и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение приведенной частоты вращения ротора двигателя,
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, [2].
Недостатком этого способа является следующее.
При отказе элемента САУ, например, электрогидропреобразователя, формирующего гидравлическую команду на перекладку гидроцилиндров привода лопаток НА, нарушается соответствие между располагаемым расходом топлива в КС двигателя и требуемым расходом воздуха через газовоздушный тракт двигателя.
Это может привести к забросу параметров газогенератора (например, температуры газов перед турбиной) или к потере газодинамической устойчивости компрессора ГТД - помпажу.
Это, в свою очередь, 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 дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями положения лопаток НА, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую по результатам испытаний двигателя на запас газодинамической устойчивости компрессора, ограничивают темп изменения расхода топлива.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков, задатчик 2 режимов работы двигателя, первый сумматор 3, первый электрогидропреобразователь 4, дозатор 5 топлива, второй вход сумматора 3 подключен к блоку 1, последовательно соединенные задатчик 6 положения НА, второй сумматор 7, второй электрогидропреобразователь 8, золотник 9 управления НА, задатчик 6 и второй вход сумматора 7 подключены к блоку 1, выход сумматора 7 подключен к задатчику 2.
Устройство работает следующим образом.
По измеренным с помощью блока 1 положению рычага управления двигателем (РУД), частоте вращения ротора двигателя, температуре газов за турбиной двигателя, давлению воздуха за компрессором двигателя задатчик 2 формируют заданное положение дозатора 5, которое в сумматоре 3 сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью блока 1. По величине рассогласования, поступающей в электрогидропреобразователь 4, формируется управляющее воздействие на дозатор 5, с помощью которого изменяется расход топлива в КС.
По измеренным с помощью блока 1 температуре воздуха на входе в двигатель и частоте вращения ротора двигателя задатчик 6 формирует значение приведенной частоты вращения ротора двигателя и по ней формирует заданное положение НА для данного режима работы двигателя.
Заданное положение НА поступает в сумматор 7, где сравнивается с измеренным положением НА (из блока 1). По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями НА электрогидропреобразователь 8 осуществляет управление НА с помощью золотника 9.
При исправных элементах контура управления НА (электрогидропреобразователя 8, золотника 9) фактическое положение НА отличается от заданного практически только на динамических режимах. Т.к. заданное положение НА определяется приведенной частотой вращения, которая изменяется плавно, то величина рассогласования между заданным и фактическим положением НА в динамически отлаженной системе не превышает 2-3% по частоте вращения. Однако в эксплуатации возникают ситуации, когда величина рассогласования в отдельные моменты может превышать эту величину (например, при «затираниях» гидроцилиндров привода НА, в момент резкого увеличения потребного расхода топлива, когда инерционность топливного насоса не позволяет мгновенно увеличить располагаемый расход и т.д.). При этом возникает дисбаланс между расходом воздуха через компрессор двигателя и расходом топлива в КС. Чтобы избежать этого величина рассогласования между заданным и фактическим положением НА с выхода сумматора 7 подается в задатчик 2 для контроля: при превышении наперед заданной величины, определяемой при сдаточных испытаниях двигателя, задатчик 2 начинает ограничивать темп изменения расхода топлива.
Т.о. соблюдается баланс между расходом воздуха через компрессор двигателя и расходом топлива в КС. Это обеспечивает повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
ИСТОЧНИКИИ ИНФОРМАЦИИ
1. Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование ВРД. М., Машиностроение, 1965.
2. Шляхтенко С.М. Теория авиационных ВРД. М., Машиностроение, 1974.