Система автоматического управления авиационного газотурбинного двигателя
AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE AUTOMATIC CONTROL SYSTEM

Изобретение относится к области управления авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) электронно-гидромеханической автоматикой и может быть использовано для управления распределением и подачей топлива во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных.
При эксплуатации летательных аппаратов имеет место возникновение неисправностей в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД, которые приводят к частичной или полной потере управления работой ГТД, в том числе на режимах, когда летательные аппараты находятся в воздухе, что может привести (и приводит) к возникновению аварийных ситуаций. Для предотвращения аварийных ситуаций, обусловленных частичным или полным отказом системы автоматического управления, используются различные технические решения. В настоящее время довольно широкое распространение получили системы управления, в которых для повышения надежности, кроме основного канала управления, предусмотрены дублирующие каналы, которые включаются в работу при отказе основного канала.
Так, например, известна система регулирования подачи топлива в ГТД, содержащая гидромеханический регулятор подачи топлива, два электронных канала регулирования подачи топлива, устройства контроля состояния электронных каналов, связанные своими входами с дополнительными выходами электронных каналов, электронный селектор и электрогидравлический переключатель, а также электронные ключи, логическую схему И, гидромеханический селектор и дополнительную логическую схему И. Основные выходы электронных каналов регулирования через электронные ключи связаны с входами электронного селектора, а выходы устройств контроля соединены с управляющими входами ключей, с дополнительными входами электронных каналов и с входами схемы И. Выход последней подключен к управляющему входу электрогидравлического переключателя, через который электронный селектор связан с гидравлическим входом гидромеханического селектора, к механическому входу которого подключен выход гидромеханического регулятора, а к выходу - дозатор топлива. Входы дополнительной логической схемы И подключены к выходам устройств контроля, а выход соединен с дополнительным входом гидромеханического регулятора.
n
Т
n
G
г
т
В процессе работы системы сигналы значений регулируемых параметров двигателя (частоты вращения ротора  и температуры газа ) поступают на входы каналов регулирования, а сигнал  и на вход гидромеханического регулятора. При нормальной работе каналов регулирования их сигналы рассогласования поступают через замкнутые в исходном состоянии ключи на входы селектора, который выбирает приоритетный сигнал рассогласования, соответствующий, например, минимальному расходу топлива  в двигателе. Этот сигнал проходит через замкнутый в исходном состоянии электрогидравлический переключатель на вход гидромеханического селектора, который выбирает сигнал управления дозатором топлива.
В случае отказа одного из каналов регулирования его устройство контроля формирует сигнал, при наличии которого размыкается управляющий ключ и этот канал отключается от входа селектора, а также понижается программа регулирования второго канала регулирования температуры газа. При этом регулирование частоты вращения обеспечивается гидромеханическим регулятором, сигнал рассогласования которого проходит через селектор на вход дозатора топлива, изменяющего подачу топлива в двигатель. Однако, в случае повышения температуры газа сверх пониженной программы регулирования, выходной сигнал рассогласования канала регулирования проходит через ключ, селектор, переключатель и селектор на вход дозатора топлива. При этом подача топлива уменьшится, и данный канал будет поддерживать температуру газа в соответствии с пониженной программой регулирования (которая выбирается таким образом, чтобы частота вращения двигателя лежала в области безопасного режима работы двигателя при всех условиях эксплуатации).
Аналогично работает система и при отказе второго канала регулирования. При одновременном отказе двух электронных каналов на выходе первой схемы И формируется сигнал, при наличии которого переключатель отключает выход электронного селектора от входа гидромеханического селектора и регулирование режимов двигателя обеспечивается гидромеханическим регулятором. При этом с помощью дополнительной схемы И формируется сигнал, при наличии которого понижается программа регулирования гидромеханического регулятора, которая выбирается из условия обеспечения безопасных режимов работы двигателя. (см. авторское свидетельство SU №1090083, кл. F02C 9/00, 1996 г.).
В результате анализа известной системы регулирования ГТД необходимо отметить, что за счет наличия дублирующего канала обеспечивается управление работой ГТД при отказе основного канала управления, что обеспечивает безопасный режим работы двигателя и, тем самым, повышает надежность системы. Однако данная система построена по принципу полного дублирования, определяющего наличие двух идентичных каналов регулирования, что усложняет саму систему. Кроме того, система работоспособна при отказах только ее электронных элементов и не обеспечивает работу ГТД при отказах гидромеханических узлов, например при отказе дозирующего устройства (иглы) или разрушения приводного вала качающего узла насоса-регулятора. Это снижает надежность системы и ограничивает область ее применения. Для обеспечения работы ГТД при отказе одного из гидромеханических узлов системы управления, в частности при отказе качающего узла насоса-регулятора, обычно предусматривают дублирующие узлы, в частности дублирующие качающие узлы (насосы).
Так, например, известна система топливоподачи и регулирования ГТД, содержащая насосный блок, состоящий как минимум из двух насосов с регулируемыми электроприводами, каждый из которых на нефорсированном режиме имеет подачу меньше максимальной потребной для двигателя, обратные клапаны, установленные в линии выхода каждого насоса, и как минимум один датчик, контролирующий подачу топлива в двигатель и соединенный с боком управления. Насосы снабжены датчиками, определяющими расход топлива каждого из них. Электроприводы насосов и их датчики также связаны с блоком управления.
В процессе нормальной работы системы насосы по команде, поступающей от блока управления, подают топливо через обратные клапаны в двигатель. Величина подаваемого топлива, потребного для работы двигателя, определяется датчиком, отражающим параметры двигателя, которые передаются в блок управления. Блок управления управляет работой насосов, увеличивая или уменьшая подачу топлива в двигатель. Показания датчика подачи топлива также поступают в блок управления для использования при регулировании режимов работы двигателя, для принятия решения о работоспособности насосов и необходимости отключения отказавшего насоса.
Каждый из насосов может обеспечивать на нефорсированном режиме подачу топлива, равную или более 50% от максимально потребной для двигателя.
При отказе одного из насосов, фиксируемом блоком управления, анализирующим показания датчиков, на второй насос подается команда на обеспечение необходимой подачи за счет изменения его производительности. При этом подается команда на отключение питания электропривода отказавшего насоса. Обратный клапан отказавшего насоса препятствует утечкам топлива, подаваемого исправным насосом. Время работы насосов на увеличенном (форсированном) режиме может быть ограничено одним или несколькими полетами (см. патент РФ №2308606, кл. F02C 9/00, 2007 г.).
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что использование в ней двух насосов приводит к увеличению массы гидромеханического оборудования, причем эти насосы работают «в паре», подача топлива распределена между ними примерно поровну, поэтому каждый из насосов работает примерно на 50% от максимальной мощности, то есть оба насоса в процессе их эксплуатации функционируют не на оптимальных режимах, что отрицательно сказывается на их работоспособности.
Известна система подачи топлива в камеру сгорания ГТД, содержащая два топливоподающих насоса с электроприводами их управления, и регулятор управления подачей топлива в камеру сгорания, причем насосы последовательно установлены в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания, вход первого по ходу топлива насоса соединен с топливным баком, а выход - с входом второго насоса, выход которого соединен с камерой сгорания, при этом один из насосов является основным топливоподающим насосом, а другой - вспомогательным, вход и выход каждого насоса соединены обводным топливным каналом, в каждом обводном канале установлен клапан, управляемый регулятором.
В процессе работы системы основной насос обеспечивает подачу топлива в камеру сгорания, а вспомогательный является подкачивающим, клапаны обводных каналов при этом закрыты. При неисправности вспомогательного насоса он отключается по команде регулятора, а клапан обводного канала данного насоса по команде регулятора открывается, и подача топлива к основному насосу осуществляется через обводной канал вспомогательного. При отказе основного насоса, он отключается по команде регулятора, а клапан его обводного канала открывается, и топливо в камеру сгорания поступает от вспомогательного насоса через обводной канал основного (см. патент РФ №2507407, кл. F02C 7/236, 2014 г.).
Недостатком данного аналога является наличие управляемых клапанов, что снижает существенно надежность системы из-за возможности отказа клапанов. Причем отказ насоса и клапана может произойти по одной общей причине, например при поступлении из топливного бака загрязненного топлива, что приведет к прекращению подачи топлива и возникновению аварийной ситуации.
Известна система подачи топлива в газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания, содержащая подкачивающий топливный насос, вход которого связан с топливным баком, а выход подключен к входам регулируемых по суммарному расходу от системы управления ГТД насоса-регулятора и плунжерного насоса, имеющих возможность соединения посредством топливных каналов через двухпозиционный переключатель, управляемый от системы управления, с дозаторами основной и форсажной камер сгорания.
В процессе работы системы один из насосов обеспечивает подачу топлива в дозаторы основной камеры сгорания, а второй - в дозаторы форсажной. В случае отказа одного из насосов он отключается, а второй насос посредством переключателя подключается к дозаторам основной и форсажной камер сгорания и подача топлива в обе камеры обеспечивается одним работающим насосом (см. патент РФ №2507406, кл F02C 7/236, 2014 г.) - наиболее близкий аналог.
Недостатком данного аналога является наличие в системе двух раздельных каналов подачи топлива в основную и форсажную камеры, что весьма усложняет систему и делает ее менее надежной в эксплуатации. Питание двух камер от одного насоса не является эффективным, так как для каждой камеры необходимо обеспечить заданный расход топлива, причем эти расходы значительно отличаются друг от друга. Кроме того, время переключения режима работы насосов довольно велико, что может привести к аварии летательного аппарата.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки, в том числе одномоторного самолета, при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления за счет повышения надежности системы распределения и подачи топлива, причем настоящим изобретением для получения указанного технического результата введение в систему каких-либо дополнительных насосов не предусматривается, а подключается штатный насос через предусмотренные резервные каналы, что также упрощает конструкцию системы.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе автоматического управления авиационного газотурбинного двигателя, содержащей качающий блок, выполненный в виде подкачивающего центробежного насоса, имеющего возможность соединения входом с топливным баком, насоса-регулятора и плунжерного насоса, входами подсоединенных к выходу подкачивающего насоса, выход плунжерного насоса соединен с гидроцилиндрами управления реактивным соплом, первый и второй выходы насоса-регулятора связаны топливными каналами соответственно с гидроцилиндрами управления входным направляющим аппаратом компрессора низкого давления и гидроцилиндрами управления направляющим аппаратом компрессора высокого давления, третий выход насоса-регулятора связан основным топливным каналом с первым входом распределителя топлива по коллекторам камеры сгорания двигателя, а также блок управления, новым является то, что система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления.
Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы автоматического управления авиационного ГТД.
Система автоматического управления авиационного ГТД содержит качающий (насосный) блок, выполненный в виде трех насосов, работающих в едином цикле, а именно подкачивающего центробежного насоса 1, насоса-регулятора 2, плунжерного насоса 3. Привод качающих органов данных насосов осуществляется от вала ротора высокого давления (РВД - не показан).
Вход насоса 1 топливным каналом связан с топливным баком (не показан) топливной системы летательного аппарата, а выход насоса 1 связан с входами насоса-регулятора 2 и плунжерного насоса 3.
Первый и второй выходы насоса-регулятора 2 топливными каналами связаны соответственно с гидроцилиндрами (их два) 4 управления входным направляющим аппаратом компрессора низкого давления (ВНА КНД) и гидроцилиндрами (их два) 5 управления направляющим аппаратом компрессора высокого давления (НА КВД).
Третий выход насоса-регулятора 2 связан основным топливным каналом через топливо-масляный теплообменник (далее - теплообменник) 6 с первым входом распределителя 7 топлива по коллекторам камеры (камер) сгорания ГТД (на схеме 1 Кол и 2 Кол).
Четвертый выход насоса-регулятора 2 посредством канала 8 отбора топлива связан со вторым входом распределителя 7 топлива.
Выход плунжерного насоса 3 топливным каналом связан с регулятором 9, предназначенным для регулирования реактивного сопла (PC) и реактивного сопла форсажа (РСФ), выход регулятора 9 связан с гидроцилиндрами 10 (их 16) управления PC.
В топливных каналах, соединяющих первый и второй выходы насоса-регулятора 2 с гидроцилиндрами 4 и 5, и в топливном канале, соединяющем выход регулятора 9 с гидроцилиндрами 10, установлены гидравлические переключатели 11, 12, 13, управления переключением соответственно ВНА КНД, НА КВД, PC. Управление переключателями 11, 12, 13 осуществляется от первого электромагнитного клапана 14.
В основном топливном канале, соединяющем третий выход насоса-регулятора 2 с теплообменником 6, и в канале 8 отбора топлива установлены обратные клапаны, соответственно, 15 и 16.
Система оснащена резервным топливным каналом 17, который подсоединен к топливному каналу, соединяющему выход насоса 3 с регулятором 9. Резервный топливный канал подведен к входам переключателей 11, 12, 13. Первый электромагнитный клапан 14 установлен в резервном топливном канале, а выход данного клапана подведен к управляющим входам гидравлических переключателей 11, 12, 13.
К каналу 8 отбора топлива между обратным клапаном 16 и распределителем топлива 7 подсоединен выходом второй электромагнитный клапан 18 переключения распределителя топлива 7 на резервный канал подачи топлива, входом подключенный к резервному топливному каналу 17.
Резервный топливный канал 17 также подсоединен к основному топливному каналу, связывающему третий выход насоса-регулятора 2 и теплообменник 6 между теплообменником и обратным клапаном 15. В данном подводе резервного топливного канала 17 установлен резервный дозатор топлива 19.
Система оснащена блоком управления 20, а также сигнализаторами 21 - отказа датчика температуры топлива в насосе-регуляторе 2 и 22 - отказа насоса-регулятора 2.
Электромагнитные клапаны 14 и 18, резервный дозатор топлива 19. а также сигнализаторы 21, 22 связаны с блоком управления 20. Блок управления 20 подключен к системе управления летательного аппарата.
Система скомпонована из серийных узлов и агрегатов. Так, в качестве блока управления 20 может быть использован стандартный электронный цифровой регулятор, например ЦРД-99М. В качестве сигнализаторов отказа термодатчика и насоса 2 - соответственно ТДК-М и МСТ. Насосы 1, 3 и качающий узел насоса-регулятора 2, гидроцилиндры 4, 5, 10, электромагнитные клапаны 14 и 18, распределитель топлива 7 являются серийными. В качестве регулятора 9 может быть использован стандартный регулятор РСФ-31. В качестве резервного дозатора топлива - агрегат РДТ-39.
Система автоматического управления авиационного ГТД работает следующим образом.
В процессе штатной работы ГТД топливо центробежным насосом 1 качающего блока закачивается из топливного бака и подается на входы насосов 2 и 3. С третьего выхода насоса-регулятора 2 через открытый обратный клапан 15 топливо по основному топливному каналу пропускается через теплообменник 6, охлаждая циркулирующее через него масло, и далее поступает на первый вход распределителя 7, который распределяет топливо по коллекторам камеры (камер) сгорания.
Параллельно с первого и второго выходов насоса-регулятора 2 топливо через переключатели 11 и 12 подается на гидроцилиндры 4 и 5 управления положением ВНА КНД и НА КВД, а с выхода насоса 3 - на регулятор 9, управляющий гидроцилиндрами 10 PC. Регулирование количества и давления топлива, подаваемого в гидроцилиндры 4 и 5, осуществляется насосом-регулятором 2, а топлива, подаваемого в гидроцилиндры 10, осуществляется регулятором 9. Электромагнитные клапаны 14 и 18 при этом перекрыты, резервный дозатор 19 выключен.
В процессе работы ГТД осуществляется постоянное диагностирование состояния насоса-регулятора 2 и блока его управления в реальном времени.
В случае диагностирования нарушения управляемости насоса-регулятора 2, например, при переходе с режима «малый газ» на повышенный режим, расход топлива, поступающий из насоса-регулятора 2 через распределитель 7 в коллекторы камеры сгорания, не увеличивается и перестает соответствовать заданному. При этом системой управления летательного аппарата или летчиком диагностируется «частичный отказ» насоса-регулятора 2 или блока его управления. Управление ВНА КНД, НА КВД, PC на режиме «малый газ» осуществляется при этом в штатном режиме.
Сигнал о неисправности насоса-регулятора или блока его управления от системы управления летательного аппарата или включением тумблера «Резерв» из кабины пилота поступает в блок управления 20, который выдает команду на резервный дозатор топлива 19, включая его в работу, и топливо от насоса 3 по резервному топливному каналу 17 через резервный дозатор топлива 19 поступает в топливный канал перед теплообменником 6 и смешивается с топливом от насоса-регулятора 2. Обратный клапан 15 при этом открыт. Количество пропускаемого топлива через резервный дозатор 19 регулируется изменением его проходного сечения за счет перемещения дозирующего элемента резервного дозатора исполнительным механизмом, управляющие сигналы на который подаются с блока управления 20. Таким образом, недостаток топлива от насоса-регулятора 2 компенсируется его дополнительной подкачкой через резервный топливный канал 17 насосом 3. Заданное количество подаваемого на распределитель 7 топлива определяется количеством топлива с насоса-регулятора 2 и, дополнительно, количеством топлива, пропускаемого через дозатор 19 от насоса 3. Это позволяет сохранить ГТД достаточно длительное время в работоспособном состоянии для завершения полетного задания. Перед посадкой летательного аппарата по сигналу с блока управления производится выключение резервного дозатора 19, в результате чего расход топлива, поступающего в двигатель, снижается до величины, потребной для режима «малый газ». На режиме малого газа осуществляется посадка летательного аппарата, после чего выключается подача топлива от насоса-регулятора 2.
В случае полного прекращения работы насоса-регулятора 2 сигнализаторы 21 и 22 выдают в блок управления 20 сигнал об этом. В данном случае блок управления 20 диагностирует прекращение работы насоса-регулятора 2 и выдает сигнал «полный отказ насоса-регулятора 2». Прекращение работы насоса-регулятора 2 приводит к прекращению подачи топлива в распределитель 7 и потере управляемости ВНА КНД, НА КВД, PC.
При поступлении в блок управления 20 сигналов о прекращении работы насоса-регулятора 2 блок управления 20 формирует управляющие сигналы, которые поступают на электромагнитные клапаны 14 и 18, открывая их, а также на резервный дозатор топлива 19, открывая его. Параллельно сигнал об аварийной ситуации, связанной с отказом насоса-регулятора 2, поступает в кабину пилота на сигнальную лампу "Резерв".
При включении первого электромагнитного клапана 14 от него поступает управляющий сигнал на гидравлические переключатели 11, 12, 13, которые перекрывают топливные каналы, связывающие гидроцилиндры 4, 5, 10 соответственно с первым и вторым выходами насоса-регулятора 2 и с выходом регулятора 9, и сообщают эти гидроцилиндры с резервным топливным каналом 17. В результате подача топлива в гидроцилиндры 4, 5, 10 осуществляется плунжерным насосом 3. Параллельно, топливо от плунжерного насоса 3 по резервному топливному каналу 17 через открытый второй электромагнитный клапан 18 поступает на второй вход распределителя топлива 7, а также дозированно через резервный дозатор топлива 19 поступает на вход теплообменника 6 и через него - на первый вход распределителя топлива 7. С распределителя 7 топливо распределяется по коллекторам. Обратные клапаны 15 и 16 при этом отсекают подачу топлива в неработающий насос-регулятор 2.
Дозирование топлива через резервный дозатор 19 и второй электромагнитный клапан 18, управляемые от блока управления 20, гарантирует заданный расход топлива в распределитель 7, а также в гидроцилиндры 4, 5, 10, что обеспечивает возможность управления двигателем для завершения полетного задания и посадки летательного аппарата при неработающем насосе-регуляторе 2.
В заявленной системе автоматического управления авиационного ГТД используются только серийные отработанные насосы, никакие дополнительные насосы в систему не вводятся. За счет применения резервных каналов и достаточно простых по конструкции, отработанных многолетней эксплуатацией агрегатов: резервного дозатора, переключателей, обратных клапанов, электромагнитных клапанов, - надежность заявленной системы выше известных систем. Даже при полном отказе насоса-регулятора обеспечивается работоспособность ГТД, что особенно важно для двигателей, применяемых на одномоторных летательных аппаратах.