устройство для управления газотурбинным двигателем

Формула изобретения

Устройство для управления ГТД, содержащее электронный регулятор (ЭР), подключенный к датчикам параметров воздуха на входе в двигатель и к датчикам параметров двигателя (частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной), и гидромеханическое устройство, содержащее последовательно соединенные топливный насос (ТН), дозатор топлива (ДТ) и распределительный клапан (РК), электрогидропреобразователь (ЭГП), вход которого подключен к выходу ЭР, а выход - к ДТ, тахометрический ограничитель (ТХО) частоты вращения ротора двигателя с клапаном слива (КС), отличающееся тем, что дополнительно КС ТХО соединен через дроссельный пакет (ДР) с выходом ТН, а через обратный клапан (ОК) - со входом РК.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известно устройство для управления ГТД, содержащее последовательно соединенные топливный насос, дозирующую иглу с датчиком перепада давлений и перепускным клапаном, полость задания перепада давлений которого соединена с выходами тахометрических регуляторов переходных и статических режимов [1].

Недостатком известного устройства является его низкая эффективность на переходных режимах работы двигателя.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является устройство для управления ГТД, содержащее электронный регулятор (ЭР), подключенный к датчикам параметров воздуха на входе в двигатель и к датчикам параметров двигателя (частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной), и гидромеханическое устройство, содержащее последовательно соединенные топливный насос (ТН), дозатор топлива (ДТ) и распределительный клапан (РК), электрогидропреобразователь (ЭГП), вход которого подключен к выходу ЭР, а выход - к ДТ, тахометрический ограничитель (ТХО) частоты вращения ротора двигателя с клапаном слива (КС) [2].

Недостатком этого устройства является следующее. ТХО действует на ДТ, который управляется от ЭР. Это не позволит ограничить расход топлива при отказе самого ДТ. Дополнительно совместная работа ЭР и ТХО на один исполнительный механизм - ДТ накладывает ограничения на коэффициент усиления ТХО. Это, в свою очередь, приводит к снижению быстродействия ТХО или к автоколебательному процессу ограничения частоты вращения ротора двигателя с помощью ТХО.

Все это в целом снижает надежность работы ГТД.

Целью изобретения является повышение надежности работы ГТД и безопасности летательного аппарата (ЛА).

Поставленная цель достигается тем, что дополнительно КС ТХО соединен через дроссельный пакет (ДР) с выходом ТН, а через обратный клапан (ОК) - со входом РК.

На чертеже представлена структурная схема заявляемого устройства для управления ГТД.

Устройство содержит ЭР 1, подключенный к датчикам 2 параметров воздуха на входе в двигатель и к датчикам 3 параметров двигателя, гидромеханическое устройство 4, содержащее последовательно соединенные ТН 5, ДТ 6 и РК 7, ЭГП 8, вход которого подключен к выходу ЭР 1, а выход - к ДТ 6, ТХО 9 частоты вращения ротора двигателя с КС 10, который соединен через дроссельный пакет ДР 11 с выходом ТН 5, а через ОК 12 - со входом РК 7.

Устройство работает следующим образом.

При отсутствии отказов ЭР 1 по информации от датчиков 2 параметров воздуха на входе в двигатель (давление и температура) и датчиков 3 параметров двигателя (частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной) по известным зависимостям (см., например, [3]) формирует управляющее воздействие на ЭГП 8 и осуществляет управления расходом топлива в двигатель через ДТ 6 и РК 7 с целью поддержания заданной частоты вращения ротора двигателя.

Часть отказов ЭР 1 и ДТ 6 приводит к несанкционированному увеличению расхода топлива в двигатель, что, в свою очередь, приводит к росту частоты вращения ротора двигателя. При достижении ротором двигателя предельной частоты вращения, задаваемой настройкой ТХО 9, включается в работу КС 10: при падении давления топлива на входе в КС 10 ниже давления топлива за ДТ 6 на величину настройки ОК 12 ОК 12 откроется. Расход топлива через РК 7 начнет уменьшаться независимо от положения ДТ 6.

Подпитка КС 10 ТХО 9 топливом с выхода ТН 5 через ДР 11 позволяет:

- в момент вступления КС 10 в работу «увести» его от зоны минимального открытия, где КС 10 работает неустойчиво, в зону открытия, где КС 10 работает штатно;

- при исправном ЭР 1 обеспечить перемещение («тренаж») КС 10 в малом, без открытия сливных окон и, как следствие, без воздействия на расход топлива, идущего в РК 7.

Такая схема включения ТХО 9 обеспечивает повышение надежности работы клапана слива, и, как следствие, надежность ограничения частоты вращения ротора двигателя при отказах САУ. Это в свою очередь позволяет повысить надежность работы ГТД и безопасность ЛА.

Источники информации

1. Авторское свидетельство СССР №243336, кл. F02С 9/04, 1969 г.

2. Шевяков А.А. «Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1976 г.

3. Шляхтенко С.М. «Теория авиационных ВРД», М., «Машиностроение», 1974 г.