способ контроля топливной системы газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ контроля топливной системы ГТД, заключающийся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания ГТД, отличающийся тем, что дополнительно на режиме запуска или ложного запуска двигателя измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС и давление воздуха на входе в компрессор ГТД, по частоте вращения ротора двигателя и фактическому расходу топлива в КС определяют момент включения в работу топливного коллектора, сравнивают давление топлива в коллекторе и давление воздуха на входе в двигатель, если разница не укладывается в наперед заданный диапазон, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» и прекращают запуск двигателя.

Описание изобретения к патенту

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 (И.В.Кеба. Летная эксплуатация вертолетных ГТД. М.: Транспорт, 1976 г., стр.20).

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 топливной системы ГТД, заключающийся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания (КС) ГТД, сравнивают его с наперед заданной величиной и, если давление ниже этой величины, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» (И.В.Кеба. Диагностика авиационных ГТД. М.: Транспорт, 1980 г., стр.32).

Недостатком этого способа является следующее.

Контроль осуществляется на основных режимах работы ГТД. При наличии фактического дефекта в топливной системе, например негерметичности топливопровода, это может привести к пожару двигателя.

Это, в свою очередь, приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение качества контроля топливной системы ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля топливной системы ГТД, заключающемся в том, что измеряют давление топлива в коллекторе камеры сгорания ГТД, дополнительно на режиме запуска или ложного запуска двигателя измеряют частоту вращения ротора двигателя, фактический расход топлива в КС и давление воздуха на входе в компрессор ГТД, по частоте вращения ротора двигателя и фактическому расходу топлива в КС определяют момент включения в работу топливного коллектора, сравнивают давление топлива в коллекторе и давление воздуха на входе в двигатель, если разница не укладывается в наперед заданный диапазон, формируют сигнал «Неисправность топливной системы» и прекращают запуск двигателя.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), сумматор 2, первый блок 3 нелинейности (БН), нормально разомкнутый ключ 4, запоминающее устройство (ЗУ) 5, табло 6 «Неисправность топливной системы», управляемый вход ЗУ 5 подключен к кнопке 7 «Начальная установка», второй 8 и третий 9 БН, входы которых подключены к БД 1, а выходы - через логический элемент «И» 10 - к управляемому входу нормально разомкнутого ключа 4, выход ЗУ 5 подключен к устройству 11 останова (УО) двигателя.

Устройство работает следующим образом.

Контроль проводится на режиме запуска двигателя до момента розжига камеры сгорания. После включения стартера и начала раскрутки ротора двигателя анализируются получаемые из БД 1 частота вращения ротора двигателя (в БН 9) и расход топлива, подаваемый в топливный коллектор КС (в БН 8). При нахождении частоты вращения ротора в диапазоне начала подачи топлива в КС (например, для ГТД ТВ7-117, входящего в силовую установку самолета Ил-114, этот диапазон составляет от 10 до 30%) на выходе БН 9 формируется сигнал, подаваемый на вход в элемент «И» 10. При значении измеренного расхода топлива, равного расходу розжига КС (для ГТД ТВ7-117 диапазон расхода топлива на розжиге в зависимости от условий на входе в двигатель составляет от 50 до 60 кг/ч) на выходе БН 8 формируется сигнал, также подаваемый на вход в элемент «И» 10. На выходе элемента «И» 10 формируется сигнал, который замыкает нормально разомкнутый ключ 4. Одновременно с этим в сумматоре 2 вычисляется разность между полученными из БД 1 значениями давления топлива в коллекторе КС и давлением воздуха на входе в двигатель. Полученная разница анализируется в БН 3: если ее величина не попадает в контрольный диапазон КС (для ГТД ТВ7-117 он составляет от 1,4 до 3,4 кг/см²), на выходе БН 3 формируется сигнал, который через ключ 4 и ЗУ 5 подается на табло «Неисправность топливной системы» и на УО 11. После выключения двигателя по сигналу от кнопки 7 содержимое ЗУ 5 обнуляется.

Таким образом, обеспечивается повышение качества контроля топливной системы и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

СПИСОК ИСТОЧНИКОВ ИНФОРМАЦИИ

1. И.В.Кеба. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М.: Транспорт, 1976 г.

2. И.В.Кеба. «Диагностика авиационных ГТД», М.: Транспорт, 1980 г.