способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета, включающий перепуск воздуха из компрессора низкого давления через заслонки перепуска воздуха первой и второй групп и подачу топлива по программе приемистости на режимах прямой тяги, отличающийся тем, что дополнительно формируют сигнал включения реверса, по которому производят открытие заслонок перепуска воздуха первой и второй групп независимо от режима работы двигателя и скорости самолета, а подачу топлива в камеру сгорания осуществляют по программе разгона с избытком расхода топлива в пределах 10...15% по сравнению с программой приемистости на режимах прямой тяги.

2. Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета по п.1, отличающийся тем, что осуществляют измерение величины L_руд, характеризующей положение рычага управления двигателем, сравнивают ее с пороговым значением L^порог _руд и при L_руд<L^порог _руд формируют сигнал включения реверса.

3. Устройство для управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета, включающее датчики параметров двигателя и скорости самолета, подключенные к блоку управления заслонками перепуска воздуха из компрессора низкого давления, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит датчик положения рычага управления двигателем L_руд, блок задания порогового значения положения рычага управления L^порог _руд, блок формирования сигнала включения реверса, ключ-коммутатор, обеспечивающий коммутацию цепей управления заслонок перепуска воздуха и автомат разгона двигателя, причем выход датчика положения рычага управления двигателем L _руд и выход блока задания порогового значения L ^порог _руд подключены к блоку формирования сигнала включения реверса, выход которого соединен с входом ключа-коммутатора и входом автомата разгона двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретения относятся к методам защиты двухконтурных двухвальных газотурбинных двигателей (ГТД) самолета от попадания посторонних предметов и турбулентных вихревых течений на вход в компрессор высокого давления (КВД).

Известны автоматические способы защиты от попадания посторонних частиц и турбулентных вихревых течений на вход в ГТД, основанные на выдуве воздуха высокого давления от воздухозаборника [RU 2156369, F02C 7/05, 1998; RU 2138663, F02C 7/05, B64D 33/02, 1998].

Недостатком известных способов является необходимость отбора воздуха из компрессора, что снижает его коэффициент полезного действия. Кроме того, применение систем подавления турбулентных течений предусматривает усложнение конструкции, что приводит к увеличению веса и стоимости ГТД.

Известно устройство управления ГТД, предназначенное для улучшения условий его эксплуатации за счет исключения попадания посторонних предметов путем точного включения минимальной реверсивной (обратной) тяги после торможения самолета до скорости, немного больше той, при которой двигатели начинают подсос посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы [RU 2031814, B64D 31/04, 1995 ].

Недостатком данного устройства является необходимость непрерывного визуального контроля пилотом за скоростью самолета при его торможении.

Известны также способ защиты ГТД и устройство для его осуществления, которые обеспечивают сброс посторонних частиц в наружный контур двигателя через заслонки перепуска воздуха из компрессора низкого давления (КНД), а также сброс частиц через соответствующий кольцевой канал. При этом на всех режимах эксплуатации сброс загрязняющих частиц осуществляется через кольцевой канал, а при работе двигателя на пониженном режиме - через открытые заслонки перепуска в наружный контур ГТД и далее в атмосферу [RU 2176333, F04D 27/02, 2000].

Известное устройство защиты ГТД, осуществляющее вышеуказанный способ, обеспечивает инерционную сепарацию посторонних частиц и их последующий сброс в наружный контур ГТД за счет специального профилирования входного канала компрессора [RU 2176333, F04D 27/02, 2000].

Основным недостатком аналога является повышенная вероятность попадания посторонних частиц при работе двигателя на максимальном режиме перед разбегом самолета и на этапе торможения.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому является способ управления ГТД самолета, предотвращающий помпаж компрессора ГТД и повышающий точность регулирования перепуска воздуха из КНД при разбеге самолета перед полетом и при посадке путем увеличения запасов газодинамической устойчивости. Способ осуществляется путем открытия группы заслонок перепуска воздуха из КНД на пониженных режимах ГТД и их закрытия на высоких режимах [RU 2109174, F04D 27/02, 1998].

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является устройство для осуществления известного способа, в котором предусмотрено наличие двух групп заслонок перепуска воздуха из КНД. До достижения скорости самолета V _c˜60...70 км/час заслонки второй группы открыты, обеспечивая повышение запасов газодинамической устойчивости и защиту двигателя от турбулентных течений («присоединенного вихря»). При V _c 60...70 км/час, когда воздух подсасывается в двигатель только спереди, заслонки второй группы закрыты, а «присоединенный вихрь» исчезает [RU 2109174, F04D 27/02, 1998].

Общим недостатком известного способа и устройства для его осуществления является то, что при торможении самолета и работе ГТД на максимальной обратной тяге (реверс включен) надежная защита двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации не обеспечивается в полной мере. Так, при посадке в сложных метеоусловиях (обледенение, снег, дождь), при короткой взлетно-посадочной полосе или невключении реверса тяги другого двигателя, неблагоприятном сочетании этих и других эксплуатационных факторов для обеспечения требуемой длины пробега до остановки необходима более продолжительная работа двигателя на реверсе. В том числе на скоростях V _c, когда начинается подсос посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы. В такой ситуации открытых заслонок второй группы может оказаться недостаточно для обеспечения запасов газодинамической устойчивости и надежного сброса посторонних предметов ввиду того, что площадь проходных сечений заслонок перепуска второй группы обычно меньше, чем первой в 5...6 раз.

Кроме того, при V_c<80...100 км/час, из-за аэродинамического воздействия реверсивного потока воздуха, направленного по ходу движения самолета со скоростью истечения ˜500...550 км/час, возможен интенсивный заброс снега/льда, «поднятого» с взлетно-посадочной полосы на вход ГТД, что существенно повышает вероятность повреждения компрессора.

Техническая задача, которую решает заявляемая группа изобретений, заключается в повышении надежности двигателя путем предотвращения попадания посторонних предметов и турбулентных вихревых течений на вход в компрессор высокого давления, а также сокращение времени торможения самолета за счет организации перепуска воздуха из компрессора низкого давления в наружный канал через открытые заслонки перепуска воздуха при работе двигателя на режиме реверса с максимальной обратной тягой.

В заявляемом способе управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета, включающем перепуск воздуха из компрессора низкого давления через заслонки перепуска воздуха первой и второй групп и подачу топлива по программе приемистости на режимах прямой тяги, согласно изобретению дополнительно формируют сигнал включения реверса, по которому производят открытие заслонок перепуска воздуха первой и второй групп независимо от режима работы двигателя и скорости самолета, а подачу топлива в камеру сгорания осуществляют по программе разгона с избытком расхода топлива в пределах 10...15% по сравнению с программой приемистости на режимах прямой тяги.

Кроме того, по п.2 формулы осуществляют измерение величины L_руд, характеризующей положение рычага управления двигателем, сравнивают ее с пороговым значением L ^порог _руд и при L _руд<L^порог _руд формируют сигнал включения реверса.

Устройство для осуществления заявляемого способа управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета включает датчики параметров двигателя и скорости самолета, подключенные к блоку управления заслонками перепуска воздуха из компрессора низкого давления, и согласно изобретению дополнительно содержит датчик положения рычага управления двигателем L_руд, блок задания порогового значения положения рычага управления L^порог _руд, блок формирования сигнала включения реверса, ключ-коммутатор, обеспечивающий коммутацию цепей управления заслонок перепуска воздуха, и автомат разгона двигателя, причем выход датчика положения рычага управления двигателем L_руд и выход блока задания порогового значения L^порог _руд подключены к блоку формирования сигнала включения реверса, выход которого соединен с входом ключа-коммутатора и входом автомата разгона двигателя.

На чертеже представлена схема устройства, реализующего заявляемый способ.

Устройство содержит блок 1 датчиков параметров ГТД, блок 2 измерения скорости самолета, блок 3 формирования сигналов управления первой и второй группы заслонок перепуска воздуха, блок 4 - датчик положения рычага управления ГТД L_руд, блок 5 формирования порогового значения L^порог _руд, компаратор 6, ключ-коммутатор 7, автомат разгона 8.

Блок 1 - блок датчиков параметров ГТД. В качестве датчиков параметров ГТД используются датчик температуры воздуха на входе Т^* _вх в ГТД и датчик частоты вращения турбокомпрессора n_тк (газогенератора ГТД).

Блок 2 - блок измерения скорости самолета V _c.

Блок 3 - блок формирования сигналов управления первой и второй группы заслонок перепуска воздуха. Блок 3 имеет два выхода, соединенных соответственно с первой и второй группами заслонок (не показаны). Формирование управляющих сигналов I ^1гр ₁ и I^2гр ₁ осуществляется следующим образом:

- сигнал на закрытие заслонок перепуска воздуха первой группы (I^1гр ₁=1) формируется при приведенной частоте вращения n_{тк пр} ротора турбокомпрессора выше заданного значения, где ;

- сигнал на закрытие заслонок перепуска воздуха второй группы (I^2гр ₁ =1) формируется при I^1гр ₁=1 и V_c 60...70 км/час.

В качестве алгоритмов формирования сигналов I^1гр ₁ и I^2гр ₁ могут быть использованы алгоритмы других известных способов управления заслонками.

Блок 4 - датчик положения рычага управления ГТД L _руд.

Блок 5 - блок формирования порогового значения L^порог _руд, которое характеризует включение реверсивного устройства.

Блок 6 - блок формирования сигнала включения реверса (компаратор). В блоке 6 осуществляется сравнение L_руд с L^порог _руд. При работе двигателя на прямой тяге L_руд больше L ^порог _руд, поэтому в блоке 6 формируется сигнал I₂=0. При работе двигателя на реверсе L_руд<L^порог _руд, на выходе блока 6 формируется управляющий сигнал I ₂=1 (признак работы ГТД на режиме обратной тяги).

Ключ-коммутатор 7 предназначен для замыкания/размыкания цепей сигналов I^1гр ₁ и I^2гр ₁ под воздействием управляющего сигнала I₂. При I ₂=0 сигналы I^1гр ₁ и I^2гр ₁ коммутируются непосредственно на выход ключа-коммутатора 7. При I₂=1 цепи сигналов I^1гр ₁ и I^2гр ₁ размыкаются, обеспечивая открытое состояние заслонок перепуска воздуха первой и второй группы независимо от режима работы ГТД и скорости самолета.

Автомат разгона 8 имеет две программы приемистости. При I₂=0 в автомате разгона используется программа приемистости, применяемая на режимах прямой тяги. При I₂=1 в автомате разгона 8 применяется программа разгона с увеличенным на 10...15% избытком расхода топлива Gт по сравнению с программой приемистости на режимах прямой тяги.

Улучшение динамических характеристик ГТД по выходу на режим максимальной обратной тяги способствует сокращению времени торможения самолета и снижению вероятности повреждения компрессора.

В качестве программы разгона выбрана программа n _тк=f (n_{тк пр}). Однако техническим специалистам ясно, что в качестве программы приемистости может быть выбрана любая другая.

Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета осуществляется с помощью заявляемого устройства следующим образом.

При работе ГТД на малом газе и других пониженных режимах прямой тяги, например при рулении на исполнительный старт или стоянку, заслонки перепуска воздуха обеих групп находятся в открытом положении. Загрязняющие частицы, которые сепарируются в вентиляторе и КНД за счет центробежных сил, через открытые заслонки обеих групп поступают в наружный контур и далее выбрасываются из ГТД, не повреждая его.

При разбеге самолета (до V _c<60...70 км/час) и работе ГТД на повышенном режиме сброс посторонних частиц осуществляется через открытую вторую группу заслонок перепуска воздуха.

При взлете самолета (начиная c V_c 60...70 км/час), а также в наборе высоты и крейсерском режиме заслонки перепуска воздуха обеих групп находятся в закрытом положении для обеспечения тяги и повышения эффективности компрессора, но очевидно, что попадание посторонних предметов для этих этапов полета минимально.

При посадке самолета летчик устанавливает рычаг управления двигателем (РУД) в положение «Малый газ», заслонки перепуска обеих групп находятся в открытом положении. Далее летчик включает реверс тяги, после чего РУД переводится в положение «Максимальной обратной тяги», что приводит к увеличению n _{тк пр}. Блок 4 постоянно измеряет значение L _руд, которое в блоке 6 сравнивается с L ^порог _руд. При L_руд < L^порог _руд на выходе блока 6 формируется сигнал I₂=1 (признак работы на реверсе), который поступает на вход ключа-коммутатора 7.

При наличии сигнала I₂=1 в блоке 7 цепи управления заслонками обеих групп размыкаются и независимо от частоты вращения n_{тк пр} и скорости V _c заслонки остаются в открытом положении, обеспечивая надежную защиту двигателя от попадания посторонних предметов и влияния «присоединенного вихря» при торможении самолета.

Одновременно с появлением сигнала I₂=1 происходит перестройка программы регулирования на приемистости, при этом обеспечивается увеличенный избыток расхода топлива Gт в камеру сгорания по сравнению с программой подачи топлива Gт на режимах приемистости для прямой тяги.

Улучшение динамических характеристик ГТД способствует сокращению времени торможения самолета и уменьшению вероятности повреждения компрессора.