СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
METHOD OF CONTROLLING 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, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа, заключающийся в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором. (Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г. с.258-259).
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку (СУ) самолета Ил-114 («Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я.Климова, Ленинград, 1988 г., приложение 2).
САУ содержит электронный регулятор (ЭР), резервный гидромеханический регулятор (ГМР), селектор и блок исполнительных элементов (ИЭ).
Способ заключается в том, что в ЭР с помощью датчиков ЭР измеряют положение рычага (РУД) управления двигателем и параметры СУ, в зависимости от положения РУД и значения параметров СУ по законам управления, реализованным в ЭР, формируют управляющее воздействие ЭР, в ГМР с помощью датчиков ГМР измеряют положение РУД и параметры СУ, в зависимости от положения РУД и значения параметров СУ по законам управления, реализованным в ГМР, формируют управляющее воздействие ГМР, при исправном ЭР с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ГМР, а управляющее воздействие ЭР подают на ИЭ и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ЭР, а управляющее воздействие ГМР подают на ИЭ и осуществляют управление двигателем.
Недостатком этого способа является следующее.
Характеристики САУ в процессе выработки ресурса изменяются. ГМР в современных САУ практически не вступает в работу, находясь в резерве. Его состояние, в отличие от ЭР, постоянно не контролируется. При этом, как показывает опыт эксплуатации САУ двигателей ПС-90А (входит в состав СУ самолетов Ил-96, Ту-204, Ил-76-90), ТВ3-117ВМА-СБМ1 (входит в состав СУ самолета Ан-140), в ГМР могут возникнуть отказы, которые проявят себя только в момент перевода на него управления работающим двигателем.
При переводе управления двигателем с ЭР на ГМР это может привести, например, к резкому изменению положения дозатора топлива или гидроцилиндров механизации компрессора двигателя и, как следствие, к скачкообразному изменению расхода топлива в камеру сгорания (КС) ГТД или расхода 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 в способе управления, заключающемся в том, что в ЭР с помощью датчиков ЭР измеряют положение РУД управления двигателем и параметры СУ, в зависимости от положения РУД и значения параметров СУ по законам управления, реализованным в ЭР, формируют управляющее воздействие ЭР, в ГМР с помощью датчиков ГМР измеряют положение РУД и параметры СУ, в зависимости от положения РУД и значения параметров СУ по законам управления, реализованным в ГМР, формируют управляющее воздействие ГМР, при исправном ЭР с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ГМР, а управляющее воздействие ЭР подают на ИЭ и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью селектора отсекают управляющее воздействие ЭР, а управляющее воздействие ГМР подают на ИЭ и осуществляют управление двигателем, дополнительно при переводе управления на ГМР анализируют причину отказа ЭР, идентифицируют место отказа ЭР с точностью до конструктивно-функционального модуля, определяют перечень исправных модулей ЭР, при наличии возможности в течение наперед заданного времени с момента перевода управления на ГМР с помощью исправных модулей ЭР контролируют частоту вращения ротора двигателя и запасы газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора двигателя, сравнивая измеренные значения с наперед заданными предельными, если в течение наперед заданного времени частота вращения ротора двигателя превысит наперед заданное предельное значение или начнется помпаж двигателя, с помощью ЭР формируют команду на прекращение подачи топлива в КС и выключают двигатель.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные первый блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), селектор 3 «электроника - гидромеханика», блок 4 исполнительных элементов (ИЭ), последовательно соединенные второй блок 5 датчиков, гидромеханический регулятор 6 (ГМР), выход ГМР 6 подключен к селектору 3, блок 7 встроенного контроля (БВК), конструктивно интегрированный в ЭР 2, выход БВК 7 подключен к управляемому входу селектора 3.
Устройство работает следующим образом. ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, Шляхтенко С.М. «Теория авиационных ВРД», М., «Машиностроение», 1974 г., с.276-278, с.346-347) формирует управляющее воздействие на ИЭ 4, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в камеру сгорания двигателя, положения лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) компрессора и клапанов (КПВ) перепуска воздуха.
Работоспособность ЭР 2 оценивается БВК 7 по известным принципам (см., например, Васильев В.И. «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1989 г., с.122-134).
При исправном ЭР 2 селектор 3 находится в положении «электроника» и пропускает в блок 4 ИЭ управляющие команды ЭР 2.
При отказе ЭР 2, обнаруженном БВК 7, по команде БВК 7 селектор 3 перекладывается в положение «гидромеханика», в блок 4 ИЭ подается управляющее воздействие с выхода ГМР 6.
Одновременно с этим БВК 7 анализирует причину отказа ЭР 2 с целью определения перечня исправных модулей ЭР 2, имеющего резервированную структуру. Например, электронный регулятор РЭД-90А2М, входящий в состав САУ двигателя ПС-90А2 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, содержит два модуля ввода, четыре вычислителя, два модуля вывода.
При наличии возможности (например, для РЭД-90А2М, эта возможность имеется при исправности одного из двух модулей ввода аналоговых и частотных сигналов одного из четырех вычислителей и одного из двух каналов управления электромагнитом клапаном останова) в течение наперед заданного времени (для двигателя ПС-90А2 это время составляет 10 с) с момента перевода управления на ГМР 6 с помощью исправных модулей ЭР 2 контролируют частоту вращения ротора двигателя и запасы ГДУ компрессора двигателя, сравнивая измеренные с помощью БД 1 значения с наперед заданными предельными.
Так, например, для двигателя ПС-90А2 величина предельной частоты вращения ротора компрессора высокого давления равна 13200 об/мин.
Контроль запасов ГДУ осуществляется следующим образом.
На всех режимах работы ГТД от минимального до максимального с помощью БД 1 в РЭД 2 измеряют давление воздуха за компрессором, вычисляют относительное изменение и относительную скорость изменения давления воздуха за компрессором, сравнивают относительное изменение давления с первой наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, а относительную скорость - со второй наперед заданной величиной, определяемой для каждого типа ГТД экспериментально, если относительное изменение давления больше первой наперед заданной величины, а относительная скорость - больше второй наперед заданной величиной, формируют сигнал «Помпаж».
Например, для двигателя ПС-90А2 электронный регулятор САУ РЭД-90А2М на режимах работы двигателя выше 5000 об/мин должен формировать сигнал «Помпаж» при одновременном наличии условий:
1) относительном падении давления за компрессором на величину, большую
2
где  - размах пульсационной составляющей давления воздуха (кгс/см);
2
- максимальное давление за каждый цикл колебания (кгс/см);
2) относительной скорости изменения давления
где Δτ - цикл расчета РЭД-90А2М, равный 0,05 с.
Если в течение наперед заданного времени частота вращения ротора двигателя превысит наперед заданное предельное значение или начнется помпаж двигателя с помощью ЭР 2, формируют команду в блок 4 на прекращение подачи топлива в КС и выключают двигатель.
Таким образом, за счет повышения качества работы САУ обеспечивается защита двигателя по предельным параметрам в момент перевода управления двигателем с электронного регулятора на резервный гидромеханический и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.