СПОСОБ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
METHOD CONTROL AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE OPERATION

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 [1].
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) [2].
Недостатком этого способа является следующее.
Если контроль ЭР осуществляется постоянно, пока ГТД работает, то работоспособность ГМР оценивается только косвенно (по параметрам ГТД) и только во время предполетной подготовки самолета.
Это может привести к тому, что при отказе ЭР в полете перевод управления ГТД будет осуществлен на тоже уже отказавший ГМР.
Это приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности летательного аппарата (ЛА).
Целью изобретения является повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
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 после завершения полета и заруливания самолета на стоянку переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «малого газа», отключают ЭР и переводят управления ГТД на ГМР, в соответствии с программами регулирования, заложенными в ГМР, рассчитывают заданное положение дозатора и элементов механизации компрессора (входного направляющего аппарата (ВНА) и клапанов перепуска воздуха (КПВ)), измеряют фактическое положение дозатора, ВНА и КПВ, если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР на исправный.
На чертеже 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 ВНА и 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 «Отказ ГМР».
Устройство работает следующим образом.
ЭР 2 по информации из блока 1 по известным зависимостям (см., например, [3]) 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, [2]), 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.
Работоспособность ГМР 9 оценивается следующим образом.
После окончания полета самолета и заруливания на стоянку пилот переводит РУД на режим «малого газа». После этого пилот из кабины самолета, например, с помощью тумблера подает стимулирующий сигнал «Проверка ГМР» в блок 10 контроля.
Блок 10 снимает сигнал с ЭМ 11, отключает ЭР 2 и переводит управление ГТД на ГМР 9.
Одновременно с этим блок 10 в соответствии с программами регулирования ГМР 9 рассчитывает заданное положение дозатора 5 и элементов механизации компрессора (ВНА и КПВ), получает из блока 1 информацию о фактическом положении дозатора 5 и элементов механизации компрессора и сравнивает их между собой. Если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР 9 на исправный.
Таким образом, обеспечивается повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
Источники информации
1. И.В.Кеба «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.
2. В.И.Васильев «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1989 г.
3. Шевяков А.А. «Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1976 г.