устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета

Формула изобретения

Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, включающее датчики параметров двигателя, последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и группе клапанов перепуска воздуха, отличающееся тем, что оно включает дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор, а также группу клапанов перепуска воздуха, причем выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен к второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен с входом дополнительной группы клапанов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно - к устройствам для предотвращения помпажа компрессоров газотурбинных двигателей.

Известны устройства для предупреждения помпажа компрессора турбореактивного двигателя [1]. Однако известные устройства для газодинамической схемы двигателя с компрессором среднего давления, выполненном на одном валу с вентилятором, оказываются неэффективными, так как не обеспечивают достаточную точность регулирования перепуска воздуха из компрессора на переменных режимах, в условиях "присоединенного вихря" и т.п.

Наиболее близким к заявляемому является устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя (ГТД), в котором сигнал на управление клапанами перепуска воздуха поступает с датчиков, фиксирующих скорость полета самолета, выраженную числом M_n, приведенную частоту вращения ротора низкого давления n_пр и высоту полета H_n [2].

Для пассажирских и транспортных самолетов диапазон измерения величины M_п составляет 0 - 0,85. Причем наиболее высокая точность замеров необходима в диапазоне величин М_п = 0,7-0,85 при управлении полетом.

Однако возникают ситуации, когда высокая точность замеров требуется при низких скоростях (< 60 км/ч), например, при разбеге перед взлетом. В этом случае М_п имеют низкую точность замеров.

В тех случаях, когда скорость самолета ниже 60 км/ч, наблюдается подсос воздуха в ГТД со всех сторон, возникает явление, условно названное "присоединенный вихрь", т. е. вихреобразный подсос воздуха с поверхности взлетно-посадочной полосы на вход в ГТД. Это явление приводит у существенной неравномерности полей давлений и скоростей воздуха в воздухозаборнике и уменьшению запасов газодинамической устойчивости (ГДУ), т.е. понижению границы помпажа компрессора.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в предотвращении помпажа компрессора двигателя самолета за счет повышения точности регулирования перепуска воздуха из компрессора при разбеге самолета перед полетом и при посадке путем увеличения запасов газодинамической устойчивости.

Сущность технического решения заключается в том, что устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, включающее датчики параметров двигателя, последовательно подключенные через арифметический блок и компаратор к исполнительному блоку и первой группе клапанов перепуска воздуха согласно изобретению включает дополнительный датчик частоты вращения колеса шасси самолета, дополнительные арифметический блок, компаратор и вторую группу клапанов перепуска воздуха, причем выход дополнительного датчика через дополнительный арифметический блок и дополнительный компаратор подключен ко второму входу исполнительного блока, второй выход которого соединен со входом второй группы клапанов.

Введение дополнительного датчика частоты вращения колеса шасси самолета позволяет получать достоверный сигнал о величине скорости движения самолета.

Заявляемое устройство со второй дополнительной группой клапанов перепуска воздуха (КПВ_II), связанной через исполнительный блок, дополнительные компаратор и арифметический блок с датчиком частоты вращения колеса шасси самолета, позволяет одновременно осуществлять управление двумя группами КПВ (КПВ_I и КПВ_II) в компрессоре и своевременном регулировать запас газодинамической устойчивости, предупреждая помпаж компрессора.

На фиг. 1 схематично представлен газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне к крылу самолета вблизи от поверхности взлетно-посадочной полосы. В том числе, когда скорость движения самолета ниже порогового значения V_пор, работа ГТД будет характеризоваться вихреобразным подсосом воздуха на вход в ГТД со всех сторон (фиг. 1а). По мере увеличения скорости движения наблюдается изменение течения воздуха на входе в двигатель - воздух подсасывается в двигатель только спереди, а не со всех сторон (фиг. 1б), "присоединенный вихрь" исчезает, и запасы ГТУ увеличиваются.

На фиг. 1 представлена зависимость степени повышения давления воздуха (^*_к) от приведенного по температуре воздуха на входе в каскад расхода воздуха G_b. Линия 1 - граница ГДУ без "присоединенного вихря", линия 2 - границу ГДУ с "присоединенным вихрем". Показаны также линии рабочих режимов (ЛРР): линия 3 - группы клапанов КПВ_I и КПВ_II закрыты, линия 4 - закрыта группа клапанов КПВ_I, группа КПВ_II открыта, линия 5 - открыты обе группы КПВ_I и КПВ_II .

На фиг. 3 представлена схема устройства для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета.

Блок 1 - датчики температуры на входе в двигатель (Е*_вх) и частоты вращения ротора компрессора n_k.

Блок 2 - арифметический блок, определяющий величину приведенной по температуре на входе в двигатель (T*_вх) частоты вращения ротора компрессора n_к.пр. По поступающим с выхода блока 1 значениям T*_вх и физической частоты вращения ротора компрессора (n_к) в блоке 2 осуществляется вычисление n_к.пр по зависимости

.

Блок 3 - первый компаратор, в котором осуществляется сравнение значений N_к.пр с его пороговым значением n^пор_к.пр . В блоке 2 при соотношении n_к.пр> n^пор_к.пр вырабатывается сигнал на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха (КПВ_I). При n_к.пр n^пор_к.пр вырабатывается сигнал на открытие первой группы КПВ_I.

Блок 4 - датчик частоты вращения колеса шасси самолета (n_ш).

Блок 5 - арифметический блок, в котором по частоте вращения колеса шасси самолета (n_ш) вычисляется скорость движения самолета (V_c) V_c = K n_ш , где K - коэффициент пропорциональности - постоянная величина.

Блок 6 - второй компаратор, в котором осуществляется сравнение значений текущей скорости движения самолета (V_c) с его пороговым значением (V^п_c^ор) . При V_c V^п_c^ор вырабатывается сигнал на закрытие второй группы КПВ_II, при V_c< V^п_c^ор вырабатывается сигнал на открытие второй группы клапанов КПВ_II.

Блок 7 - исполнительный блок первой и второй групп КПВ (КПВ_I и КПВ_II).

Блок 8 - КПВ_I.

Блок 9 - КПВ_II.

Ниже приведена работа устройства при взлете самолета.

Исходное положение: самолет стоит на исполнительном старте - V_c = 0, т. е. V_c< V^п_c^ор и блок 6 (второй компаратор) вырабатывает сигнал на открытие второй группы КПВ_II.

Двигатель начинает работать на режиме малого газа (МГ), тогда n_{к.пр МГ}< n^пор_к.пр, блок 3 (первый компаратор) вырабатывает сигнал через исполнительный блок 7 на открытие КПВ_I (блок 8). Открыты обе группы КПВ. Рабочая точка находится на линии 5. Запас НДУ определяется расстоянием между точкой "а" на линии 5 и точкой "б" на линии n_к.прМГ = const - на границу ГДУ с "присоединенным вихрем" (линия 2).

Для разбега и взлета самолета режим работы двигателя переводится с "малого газа" на "максимальный", при этом происходит увеличение частоты вращения компрессора n_k и, следовательно, n_к.пр. Как правило, при этом происходит увеличение запасов ГДУ и появляется необходимость закрытия КПВ. При n_к.пр> n^пор_к.пр в блоке 3 формируется сигнал на закрытие КПВ через исполнительный блок 7, группа КПВ_I (блок 8) закрывается. При этом рабочая точка перемещается с линии 5 на линию 4. поскольку "присоединенный вихрь" не исчезает, так как самолет не набрал скорость, запас ГДУ определяется расстоянием между точкой "в" (на линии 4) и точкой "г" на границе ГДУ с "присоединенным вихрем" (линия 2).

Далее разбег самолета и увеличение режима происходит одновременно, при этом рабочая точка перемещается вправо по линии рабочих режимов 4, величина V_c растет. При достижении определенной величины скорости (V_c.пв) "присоединенный вихрь" исчезает граница ГДУ перемещается из положения 2 в положении 1. Значение V^п_c^ор выбирается из условия V^п_c^ор> V_{c п.в} (V_c.п.в - это скорость самолета, при которой исчезает "присоединенный вихрь"). При этом запасы ГДУ увеличиваются, появляется возможность закрыть вторую группу клапанов КПВ_II.

При определенной скорости самолета при условии V_c> V^п_c^ор блок 6 вырабатывает сигнал на исполнительный блок 7 на закрытие второй группы КПВ_II (блок 9), при этом рабочая точка перемещается на линию рабочих режимов 3. Запасы ГДУ будут определяться расстоянием между точками "д" (на линии 3) и "е" на границе ГДУ без "присоединенного вихря".

При посадке самолета и снижении его скорости работа заявляемого устройства происходит в обратном порядке.