СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПУСКОМ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ ПОЛЕТА
METHOD FOR CONTROLLING THE START OF AN AUXILIARY GAS TURBINE ENGINE AT HIGH FLIGHT ALTITUDES

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к авиационным вспомогательным газотурбинным двигателям, в частности к с способу управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя на больших высотах полета.
T
Из уровня техники известен способ [1] управления запуском газотурбинного двигателя, в котором расчет дозирования топлива в камеру сгорания на запуске происходит по зависимости : если не соблюдается ни одно из условий, то расход топлива в камеру сгорания является постоянным  а в случае выполнения всех условий в текущем цикле к расходу топлива добавляется заданное значение (ΔG)  В рассматриваемом способе режим работы двигателя определяется частотой вращения ротора высокого давления, для обеспечения получения необходимых характеристик газотурбинного двигателя в полете управление расходом топлива происходит по закону , дозирование топлива происходит таким образом, чтобы поддержать требуемое значение ускорения ротора двигателя.
T
вд
Основным недостатком данного способа является то, что его невозможно применить в системе автоматического управления газотурбинного двигателя, на котором отсутствует возможность получения или измерения параметров на входе в двигатель  и  ввиду отсутствия этих параметров в потоке передаваемых в систему автоматического управления данных от бортовых систем и ввиду отсутствия установленных на газотурбинном двигателе датчиков давления и температуры воздуха. При отсутствии коррекции программы расхода топлива в камеру сгорания характеристика разгона газотурбинного двигателя соответствует запуску в земных условиях G=ƒ(n), при этом с увеличением высоты полета и падением атмосферного давления существенно изменяются и динамические характеристики газотурбинного двигателя, дорожка запуска смещается выше к зоне неустойчивой работы двигателя, что может привести к увеличению времени запуска, горячему зависанию двигателя или прекращению запуска.
Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является обеспечение надежного запуска вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий.
T
Указанный технический результат достигается тем, что в программе блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается алгоритм диагностирования горячего зависания двигателя и алгоритм парирования горячего зависания двигателя. Для системы автоматического управления вспомогательного газотурбинного двигателя реализуется упрощенный закон управления расходом топлива без коррекции по параметрам на входе в двигатель  и : G=const - для розжига камеры сгорания и  - для осуществления раскрутки ротора.
Для предупреждения горячего зависания двигателя и смягчения его последствий в программу блока управления вспомогательного газотурбинного вводится упреждающий алгоритм, ограничивающий скорость изменения расхода топлива в зависимости от величины рассогласования углового ускорения  где  Значения  выбраны с учетом максимальных потребных темпов изменения расхода топлива в земных условиях и уменьшаются с увеличением значения рассогласования  предупреждая резкое увеличение расхода топлива при большой величине рассогласования.
Для определения горячего зависания двигателя в программу блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя вводится алгоритм, основанный на отслеживании поведения контролируемых системой автоматического управления параметров двигателя, характерного для физических процессов, происходящих в двигателе в момент горячего зависания, и состоит из следующих условий:
1
2
3
Значения констант А, А, А рассчитываются или определяются экспериментально для каждого типа двигателя.
Для снятия признака горячего зависания двигателя в программу блока управления вспомогательного газотурбинного двигателя вводится алгоритм определения достижения необходимых параметров. Снятие признака происходит только по наличию положительного углового ускорения ротора турбокомпрессора в течение заданного промежутка времени:
4
Значение константы А также рассчитывается или определяется экспериментально для каждого типа двигателя.
При выявлении горячего зависания в системе автоматического управления заложена следующая последовательность действий по его устранению:
т.max
а) установить значение максимального расхода топлива G, соответствующее значению максимального расхода топлива на режиме холостого хода в земных условиях;
т
т.mах
т
т.max
б) при положении дозирующей иглы, соответствующем G>(G, произвести установку дозирующей иглы в положение, соответствующее G=G, с максимальной скоростью перемещения;
в) уменьшать расход топлива с темпом  до момента снятия признака горячего зависания, где  - максимальный темп уменьшения расхода топлива при единовременном снятии максимальной нагрузки с двигателя в эксплуатации.
T
т
тк
T
т.max
Алгоритм запуска вспомогательного газотурбинного двигателя с применением описанного закона управления представлен на Фиг. 1. В начале запуска происходит розжиг камеры сгорания с последующим управлением раскруткой ротора турбокомпрессора по законам G=const,  соответственно. При выявлении горячего зависания каналы управления раскруткой ротора отключаются и начинает работать алгоритм устранения горячего зависания. После устранения горячего зависания вновь включается канал управления раскруткой ротора турбокомпрессора. При повторном диагностировании горячего зависания описанные действия повторяются. Физический смысл алгоритма диагностирования горячего зависания частоты вращения состоит в фиксировании в течение заданного промежутка времени (как правило, не превышающего 1 с) роста температуры газов за турбиной t, падения частоты вращения ротора турбокомпрессора n при одновременном увеличении расхода топлива G или нахождении дозирующей иглы на упоре, соответствующем максимальному расходу топлива G.
Способ управления запуском вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается следующим образом.
Пример.
т.max
1
2
3
Для апробации способа выбран вспомогательный газотурбинный двигатель с одновальным двухопорным турбокомпрессором и кольцевой противоточной камерой сгорания, который является составной частью вспомогательной силовой установки воздушного судна. Предварительного для данного типа двигателя проведены летные испытания в составе воздушного судна. Определено, что поддержание системой автоматического управления некорректируемых по параметрам на входе в двигатель  и  заданных значений углового ускорения ротора турбокомпрессора с увеличением высоты полета и снижением динамических характеристик двигателя приводит к возникновению горячего зависания двигателя (Фиг. 2), а закон управления ограничением температуры газов t=ƒ(n) вовсе не вступает в работу ввиду низких значений температур газа. С учетом характеристик запуска выбранного двигателя расчетным путем были определены константы А, А, А:
1
А=2°С/с,
2
А=1,5%/с,
3
А=2 кг/ч/с.
Для выбранного двигателя определено, что максимальный расход топлива на режиме холостого хода составляет
Время подтверждения срабатывания алгоритма выбрано t≥0,4 с.
С учетом принятых значений алгоритм диагностирования горячего зависания частоты вращения примет вид:
Определено условие снятия алгоритма парирования горячего зависания частоты вращения:
В программе блока системы автоматического управления выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя реализовывается алгоритм диагностирования и парирования горячего зависания частоты вращения, описанный выше (Фиг. 1).
Для выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя проведены повторные летные испытания в составе воздушного судна с реализованным в программе блока системы автоматического управления алгоритмом диагностирования горячего зависания двигателя и алгоритмом парирования горячего двигателя вращения на высотах от 6000 м до 11000 м при скорости полета от 300 км/ч до 500 км/ч. В полете выполнялись запуски на высоте от 6000 м с шагом ΔН=500 м. Всего в полете выполнено более 20 успешных запусков выбранного вспомогательного газотурбинного двигателя.
Способ позволяет обеспечить надежный запуск вспомогательного газотурбинного двигателя на высотах до 11000 метров без коррекции законов управления в зависимости от внешних условий с прохождением зоны горячего зависания и выводом двигателя на режим холостого хода (Фиг. 3).
[1] Мухаммедов Н.А. Обеспечение надежного запуска авиационного ГТД на основе оптимизации характеристик пускового устройства и совершенствования системы управления: автореф. дис. канд. техн. наук: 05.07.05 / Мухаммедов Никита Атамурадович. - Рыбинск, 2016. - 16 с.