датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя

Формула изобретения

Датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя, преобразующий частоту вращения в радиосигнал, содержащий электромагнитный преобразователь частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя в электрический сигнал в виде, по меньшей мере, двух катушек индуктивности - сигнальной и силовой соответственно, расположенных на сердечнике из постоянного магнита, размещенного вблизи зубьев зубчатого колеса, закрепленного на вращающемся валу ротора газотурбинного авиадвигателя, частотно-кодовый преобразователь, подсоединенный к сигнальной катушке индуктивности, адаптер, определяющий режим работы авиадвигателя и соединенный с выходом преобразователя, радиомодуль с встроенной антенной для передачи радиосигнала и соединения с входом дистанционной системы автоматического управления и контроля авиадвигателя, соединенный с выходом адаптера, электронный ключ и выпрямитель, подсоединенный к силовой катушке индуктивности, при этом выпрямитель соединен собственными выходами с преобразователем, адаптером и аккумулятором соответственно, а электронный ключ собственными входами подсоединен к адаптеру и аккумулятору, а выходом - к радиомодулю для выдачи сигналов на включение радиомодуля в соответствии с определенным режимом работы авиадвигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в электронных системах автоматического управления и контроля для измерения частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя.

Известен датчик частоты вращения - электромагнитный импульсный тахометр, используемый в цифровых системах (Дж. Вульвет. Датчики в цифровых системах. М.: Энергоиздат, 1981 г., стр.60). Известное техническое решение представляет собой электромагнитный преобразователь, содержащий катушку с сердечником из постоянного магнита с наконечником из магнитно-мягкого материала. Наконечник располагается вблизи зубьев колеса из магнитно-мягкого материала, закрепленного на вращающемся валу. При прохождении зуба колеса вблизи наконечника зазор между ними изменяется, и изменение магнитной индукции индуцирует в катушке импульсы, которые можно подсчитать за заданный временной интервал и измерить интервал времени между двумя импульсами.

Известно устройство для определения частоты вращения вращающейся детали машины (патент РФ № 2350968, МПК G01P 3/489, опубл. 27.03.2009 г.), содержащее для надежности контроля два параллельно расположенных подустройства, которые для достижения избыточной регистрации двух из трех сигналов частоты вращения имеют три сигнальных выхода. Каждое из подустройств имеет сигнальный выход для выдачи вычисленной соответствующим вычислительным блоком частоты вращения. Соответствующие друг другу сигнальные выходы подустройств нагружены параллельно выходным сигналом датчика частоты вращения.

Известно устройство для определения частоты вращения вращающейся детали машины, в том числе рабочего вала турбины (патент РФ № 231099, МПК G01P 1/00, опубл. 20.12.2007). Для расширения функциональных возможностей устройство содержит, по меньшей мере, один сигнальный выход, к которому подводится выходной сигнал датчика частоты вращения, а также вычислительный блок, посредством которого из выходного сигнала датчика частоты вращения формируются актуальные значения частоты вращения вращающегося рабочего вала турбины. При этом посредством первого из, по меньшей мере, двух сигнальных выходов формируются частоты вращения, значения которых содержатся в заданном диапазоне частоты вращения рабочего вала турбины.

В известных технических решениях датчик частоты вращения подключают к электронной системе электрическими кабелями и соединителями. Длина этих кабелей в некоторых случаях может достигать несколько десятков метров, например, в случае установки электронной системы управления авиадвигателя на борту самолета. Эта ситуация усугубляется в случае многодвигательного самолета. Для повышения надежности эти проводные линии связи резервируют и защищают от повреждений специальным экраном. При резервировании общая длина этих цепей увеличивается в два и более раз, а количество электрических соединений в случае многодвигательного самолета может достигать нескольких десятков. Эти громоздкие электрические кабели и соединения усложняют компоновку «обвязки» двигателя, увеличивают его массу, снижают надежность и затрудняют техническое обслуживание.

В уровне техники датчики частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя с беспроводным подключением к электронной системе автоматического управления и контроля для формирования управляющих сигналов на исполнительное устройство газотурбинного авиадвигателя и формирования диагностической информации о его состоянии не выявлены.

В основу изобретения положена задача создания датчика частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя с беспроводным подключением к электронной системе автоматического управления и контроля для формирования управляющих сигналов на исполнительные устройства газотурбинного авиадвигателя и формирования диагностической информации о его состоянии.

Техническим результатом является создание радиопередающего датчика частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя с подключением к электронной системе автоматического управления и контроля для формирования управляющих сигналов на исполнительные устройства газотурбинного авиадвигателя и формирования диагностической информации посредством канала радиосвязи.

Поставленная задача решается тем, что датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя, преобразующий частоту вращения в радиосигнал, содержит электромагнитный преобразователь частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя в электрический сигнал в виде, по меньшей мере, двух катушек индуктивности - сигнальной и силовой, соответственно, расположенных на сердечнике из постоянного магнита, размещенного вблизи зубьев зубчатого колеса, закрепленного на вращающемся валу ротора газотурбинного авиадвигателя, частотно-кодовый преобразователь, подсоединенный к сигнальной катушке индуктивности, адаптер, определяющий режим работы авиадвигателя, соединенный с выходом преобразователя, радиомодуль с встроенной антенной для передачи радиосигнала и соединения с входом дистанционной системы автоматического управления и контроля авиадвигателя, соединенный с выходом адаптера, электронный ключ и выпрямитель, подсоединенный к силовой катушке индуктивности, при этом выпрямитель соединен собственными выходами с преобразователем, адаптером и аккумулятором, соответственно, а электронный ключ собственными входами подсоединен к адаптеру и аккумулятору, а выходом - к радиомодулю для выдачи сигналов на включение радиомодуля в соответствии с определенным режимом работы авиадвигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, где на фиг.1 приведена принципиальная схема датчика частоты вращения, согласно изобретению на фиг.2 приведена циклограмма работы датчика частоты вращения, согласно изобретению на переходных (А) и установившемся (Б) режимах работы ротора газотурбинного авиадвигателя.

Датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя (фиг.1) содержит электромагнитный преобразователь для аналогового преобразования частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя в электрический сигнал. Электромагнитный преобразователь содержит сердечник 2 из постоянного магнита, расположенный вблизи зубьев зубчатого колеса 3 из магнитно-мягкого материла, закрепленного на вращающемся валу ротора газотурбинного авиадвигателя, и, по меньшей мере, две катушки индуктивности - сигнальная катушка 1 и силовая катушка 8, каждая из которых расположена на сердечнике 2 и имеет собственный выход, соответственно.

Датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя содержит также частотно-кодовый преобразователь 4, соединенный с катушкой индуктивности 1, для преобразования сформированного электромагнитным преобразователем электрического импульсного сигнала в цифровой код.

Согласно изобретению датчик частоты вращения содержит адаптер 5, определяющий режим работы авиадвигателя, соединенный с выходом преобразователя 4, радиомодуль 6 с встроенной антенной для передачи сигнала и посредством канала радиосвязи, подключающего датчик к дистанционной электронной системе автоматического управления и контроля для формирования управляющих сигналов на исполнительное устройство газотурбинного авиадвигателя и формирования диагностической информации, соединенный с выходом адаптера 5.

Датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя снабжен также электронным ключом 7 и выпрямителем 9, соединенным с катушкой индуктивности 8. Один выход выпрямителя 9 соединен с частотно-кодовым преобразователем 4, другой - с адаптером 5, третий, через аккумулятор 10, - с электронным ключом 7. Другой вход электронного ключа 7 подсоединен к адаптеру 5, а выход к радиомодулю 6 для согласования режима работы авиадвигателя с формированием выходных радиосигналов.

Адаптер 5 служит для определения режимов работы авиадвигателя и выдачи сигналов на включение радиомодуля 6 в соответствии с определенными режимами работы авиадвигателя. Адаптер 5 содержит элементы, осуществляющие фильтрацию сбоев и шумов в цифровом сигнале частоты вращения n(t), определение скорости изменения частоты вращения dn(t)/d(t) ротора газотурбинного авиадвигателя и сравнение ее с фиксированной величиной k. Эта фиксированная величина составляет 1 2% от максимально допустимого значения скорости изменения частоты вращения ротора и является условной границей, разделяющей установившийся и переходный режимы работы авиадвигателя. Величина k используется в логике работы адаптера следующим образом: если текущее абсолютное значение dn(t)/d(t) больше k то режим работы авиационного двигателя является переходным (фиг.2, интервалы А), если текущее абсолютное значение dn(t)/d(t) меньше k , то режим работы авиационного двигателя является установившимся (фиг.2, интервалы Б).

Дискретность включения радиомодуля 6 существенно увеличивается на установившемся режиме работы авиадвигателя, т.е. радиомодуль включается реже. На фиг.2 видно, что дискретность ₂ включения радиомодуля 6, соответствующая переходному режиму работы авиадвигателя существенно больше дискретности ₁, соответствующей переходному режиму работы авиадвигателя ( ₁< ₂).

При необходимости более гибкого «прореживания» работы радиомодуля, вместо фиксированных значений ₁ и ₂ можно реализовывать непрерывное или дискретное изменение величины в зависимости от скорости изменения частоты вращения ротора dn(t)/d(t) авиадвигателя в диапазоне от ₁ и ₂ (чем выше скорость изменения частоты, тем меньше ).

Адаптер 5 может быть выполнен известным образом на универсальных логических интегральных схемах или на базовом матричном кристалле.

Датчик частоты вращения работает следующим образом.

При запуске газотурбинного авиационного двигателя начинается вращение индуктора - зубчатого колеса 3. При прохождении зубьев зубчатого колеса 3 в непосредственной близости к торцу сердечника 2 магнитное поле, охватывающее витки катушек индуктивности - сигнальной катушки 1 и силовой катушки 8, изменяется. При изменении магнитного поля в катушках индуцируется электродвижущая сила, пропорциональная скорости изменения магнитного поля и в цепи катушек возникает переменный электрический ток.

Электрический ток с выхода катушки 8 поступает в выпрямитель 9. С выхода выпрямителя 9 напряжение поступает на входы электропитания преобразователя 4, адаптера 5 и аккумулятора 10 (для его подзарядки). Таким образом, датчик включается в работу.

В сигнальной катушке 1 формируется выходной электрический сигнал импульсной формы. В этом импульсном сигнале частота следования импульсов пропорциональна частоте вращения зубчатого колеса, связанного с ротором газотурбинного двигателя, т.е. частота следования импульсов пропорциональна частоте вращения ротора газотурбинного двигателя.

Импульсный электрический сигнал с выхода сигнальной катушки 1 поступает на вход преобразователя 4, где преобразуется в число-импульсный код, который затем преобразуется в цифровой код, соответствующий частоте вращения n(t) ротора газотурбинного авиадвигателя.

Цифровой сигнал с выхода преобразователя 4 поступает на вход адаптера 5 режима работы авиадвигателя постоянно при работе авиадвигателя. Далее, сигнал с одного выхода адаптера 5 поступает на вход радиомодуля 6 постоянно при работе авиадвигателя. Одновременно сигнал с другого выхода адаптера 5 поступает на вход электронного ключа 7. Электронный ключ 7 выдает дискретный сигнал на включение радиомодуля 7 и выдачу в эфир радиосигнала через встроенную антенну на электронную систему автоматического управления и контроля, имеющую соответствующий канал для приема радиосигнала.

Для изменения дискретности управляющий дискретный сигнал со второго выхода адаптера 5 поступает на управляющий вход электронного ключа 7, включающий питание радиомодуля от аккумулятора 10 с дискретностью ₁ на переходных режимах и с дискретностью ₂ на установившихся. В результате увеличения дискретности работы радиомодуля существенно снижается его электропотребление, так как на интервале установившихся режимов адаптер 5 значительно реже подключает радиомодуль к аккумуляторному элементу 10. Некоторые современные литий-ионные аккумуляторные элементы имеют срок службы до десяти лет.

Изобретение может быть использовано для автоматического управления и контроля газотурбинного авиадвигателя на установившихся и переходных режимах его работы.

Количество датчиков согласно изобретению, устанавливаемых на газотурбинном авиадвигателе, зависит от количества роторов в авиадвигателе и выбранного варианта резервирования датчиков в его электронной системе управления и контроля. Это могут быть датчики частоты вращения роторов компрессоров низкого и высокого давления авиадвигателя.

Сигналы, поступающие с этих датчиков по беспроводным линиям связи, используются электронной системой автоматического управления и контроля для формирования управляющих сигналов на исполнительное устройство газотурбинного авиадвигателя и формирования диагностической информации о его состоянии.

Датчик частоты вращения ротора газотурбинного авиадвигателя, согласно изобретению является полностью автономным устройством. Его подключение не требует электрических соединителей, сигнальных цепей для подключения к электронному блоку управления и контроля авиадвигателя и цепей электропитания для связи с бортовой системой электроснабжения.