способ управления газотурбинным двигателем

Формула изобретения

Способ управления газотурбинным двигателем (ГТД), заключающийся в том, что после касания самолета взлетно-посадочной полосы (ВЦП), которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», открывают замок реверсивного устройства (РУ), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, отличающийся тем, что дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемосдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания 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 управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа, см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., 258-259.

Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, заключающийся в том, что после касания самолета взлетно-посадочной полосы (ВПП), которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», открывают замок реверсивного устройства (РУ), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (Югов O.K., Селиванов О.Д. «Основы интеграции самолета и двигателя», М., «Машиностроение», 1989 г., с.123-124).

Недостатком этого способа является следующее.

1. В процессе полета самолета при возникновении ряда ситуаций, связанных с разрядами молний или статического электричества, возможно формирование на входе в электронную САУ ГТД ложных сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», что создает предпосылку к перекладке РУ в положение «Обратная тяга» в полете. Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.

2. В процессе полета самолета возможно возникновение ситуации, связанной с механической поломкой замка РУ или выходом из строя механизма привода РУ, приводящей к возможности перекладки РУ в полете в положение «Обратная тяга» на режиме работы двигателя «Прямая тяга». Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.

3. В процессе пробега самолета по ВПП после посадки из-за разброса характеристик элементов РУ и двигателя возможна ситуация, когда РУ еще не переложилось в положение «Обратная тяга», а двигатель уже начинает увеличивать режим работы. Это может привести к поломке РУ или нештатному поведению самолета на пробеге. Это снижает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.

4. После посадки в процессе пробега самолета и его торможения с помощью реверса скорость самолета непрерывно падает и в конце зоны действия реверса уже не требуется поддержания первоначально заданного режима работы двигателя. Неучет этого приводит к необоснованному «перерасходу» ресурса «горячей» части двигателя и перерасходу топлива. Это снижает экономичность двигателя.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что после касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят РУД на площадку «Малый газ», открывают замок РУ, переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемосдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 исполнительных элементов (ИЭ).

ЭР 2 представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину (ЦВМ), содержащую процессорный блок, постоянное (ПЗУ), перепрограммируемое (ППЗУ) и оперативное (ОЗУ) запоминающие устройства и оснащенную устройствами ввода/вывода (на фигуре не показаны).

Примером такого электронного регулятора может служить агрегат РЭД-90А2М, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.

Блок 3 исполнительных элементов представляет собой электро-пневмогидроустройство, преобразующее электрические команды ЭР 2 в расход топлива в КС двигателя, перемещение гидроцилиндров, приводящих элементы механизации двигателя (лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и клапана (КПВ) перепуска воздуха компрессора) и СУ (РУ).

Примером такого устройства может служить агрегат НР-90А2, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шляхтенко С.М. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.276-278) формирует управляющее воздействие на ИЭ блока 3, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя, положения ВНА и КПВ (на фигуре не показаны).

Вся информация о состоянии двигателя и элементов СУ от БД 1 поступает в ЭР 2.

После касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, переводят РУД на площадку «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ (на чертеже не показан), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают по команде ЭР 2 из блока 3 управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга».

С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают с помощью блока 3 режим работы двигателя, соответствующий положению РУД.

После снижения скорости самолета (измеряется ЭР 2 с помощью БД 1) ниже наперед заданной величины (для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 разработки и производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, эта величина составляет 180 км/час) переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС) - на режим «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ и выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга». С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС).

Дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, с помощью аппаратной части системы встроенного контроля ЭР 2 (на чертеже не показана, подробнее см. книгу Боднер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. «Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1973, с.58-61), блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ, препятствуя его перекладке в положение «Обратная тяга» и тем самым повышая надежность работы двигателя и безопасность самолета.

Кроме этого, в течение всего полета самолета с помощью ЭР 2 контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1). В случае самопроизвольного перемещения РУ, изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС, переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют по команде ЭР 2 с помощью блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ». Это препятствует поломке двигателя и повышает безопасность самолета.

Дополнительно, на режиме торможения самолета с помощью реверса тяги при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» по команде ЭР 2 с помощью блока 3 блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний (ПСИ) двигателя. Для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 это время составляет 0,5 1,0 с. При проведении ПСИ конкретного двигателя с конкретным РУ это время уточняется и заносится с помощью пульта настройки (на чертеже не показан) через БД 1 в ППЗУ ЭР 2. Этого времени гарантированно хватает для установки РУ в положение «Обратная тяга». Это повышает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.

Наконец, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной и определяемой расчетно-экспериментальным путем зависимости от измеренной скорости самолета, измеряемой ЭР 2 с помощью БД 1, по командам ЭР 2 с помощью БД 1 уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя. Для двигателя ПД-14 самолета МС-21 это снижение расхода топлива эквивалентно снижению частоты вращения ротора вентилятора (основной регулируемый параметр, влияющий на тягу СУ) с 98% до 93%.

Это позволяет поберечь ресурс «горячей» части двигателя и сэкономить топливо (не следует забывать, что за свой жизненный цикл самолет совершает десятки тысяч посадок с применением реверса тяги).

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.