способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей

Формула изобретения

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей, заключающийся в изменении частот вращения n_вд газотурбинных двигателей по программе где L_руд - угол поворота рычага управления двигателем, Т_вх - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель (ГТД), Р_вх - давление воздуха на входе в ГТД, путем формирования и передачи из бортовой вычислительной системы управления тягой в электронный регулятор каждого двигателя управляющего корректирующего сигнала частоты вращения отличающийся тем, что предварительно в электронном регуляторе каждого двигателя устанавливают предельные программные значения частот вращения для различных этапов полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), затем дополнительно в вычислительной системе управления тягой обеспечивают формирование данных об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и их передачу в электронный регулятор каждого двигателя, а также формирование численных значений в зависимости от этапа полета, при этом на каждом этапе полета самолета величину управляющего корректирующего сигнала частоты вращения ограничивают из условия

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способам управления силовыми установками летательных аппаратов, а более конкретно - к способам автоматического управления тягой газотурбинных двигателей для поддержания заданной скорости полета самолета.

Известен способ управления скоростью полета летательного аппарата, который предусматривает измерение текущей скорости летательного аппарата V(t) и задание управляющего воздействия, пропорционального отклонению текущей V(t) от заданной скорости полета V(t) ₃, путем перемещения рычага управления двигателем (РУД) летательного аппарата (патент RU № 2305307).

Недостатком известного способа является косвенный характер управления, так как изменение положения рычага управления двигателя (Lруд) не позволяет в полной мере оценить последующее изменение тяги газотурбинного двигателя во всех ожидаемых условиях его эксплуатации (температур Т_вх и давлений Р_вх воздуха на входе в двигатель).

Известен способ управления полетом самолета, который предусматривает поддержание заданной скорости V(t)₃ в соответствии с алгоритмом, синтезирующим взаимосвязанное перемещение рычага управления двигателем и управление углом наклона траектории. При этом директорно задаваемое через электромеханический привод автомата тяги отклонение рL_руд функционально зависит от частоты вращения n_вд турбокомпрессора, первой и второй производных n_вд, а также ряда параметров, характеризующих динамические свойства двигателя и самолета (патент RU № 2249540).

Недостатком известного способа является сложность алгоритма управления тягой, в том числе необходимость вычисления первой и второй производных n_вд, а также ускоренная выработка ресурса газотурбинного двигателя из-за возможно глубоких и частых знакопеременных перемещений рычага управления двигателем.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ, который предусматривает минимизацию рассогласования текущей скорости V(t) от заданной скорости V(t)₃ на основе управления двигателем от вычислительной системы управления тягой (ВСУТ), взаимодействующей с вычислительной системой управления полетом самолета. Управление тягой газотурбинного двигателя (частотой вращения n_вд) осуществляют по программе регулирования n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх) путем одновременного перемещения рычагов перемещения всех двигателей в кабине самолета от электромеханического привода, взаимодействующего с вычислительной системой управления тягой (ВСУТ), и/или - в супервизорном режиме, который предусматривает выдачу из ВСУТ в электронный регулятор каждого двигателя корректирующего сигнала частоты вращения рn_вд ^кор, который может принимать отрицательные или положительные значения в заранее установленном фиксированном диапазоне A₁<рn_вд ^кop<A₂ для уменьшения или увеличения текущей скорости V(t). По полученному корректирующему сигналу рn_вд ^кop электронный регулятор каждого двигателя формирует программное (заданное или установочное) значение частоты вращения при работе с вычислительной системой управления тягой n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх)+ рn_вд ^кop. Далее, системой автоматического управления двигателем, в состав которой входит электронный регулятор, осуществляется регулирование расхода топлива в камеру сгорания для поддержания заданного значения частоты вращения n_вд ^прог. («Авиационный двигатель ПС - 90А», под ред. Иноземцева А.А., Москва, Либра - К, 2007 г, стр.195).

Недостатком известного способа, принятого за прототип, является возможный перегрев или повышенная выработка ресурса двигателя при передаче в электронный регулятор значительных положительных значений корректирующего сигнала рn_вд ^кор (А₂>2 5%) на различных этапах полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим и т.д.).

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в минимизации повреждаемости горячей части газотурбинного двигателя при совместной работе системы автоматического управления газотурбинным двигателем с вычислительной системой управления тягой за счет вводимых ограничений, налагаемых на верхний диапазон изменения программного значения частоты вращения n_вд ^прог при значительных положительных значениях корректирующего сигнала частоты вращения рn_вд ^кор.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе автоматического управления тягой газотурбинных двигателей, заключающемся в изменении частот вращения n_вд газотурбинных двигателей по программе n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх), где: L_руд - угол поворота рычага управления двигателем, Т_вх - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель, Р_вх - давление воздуха на входе в газотурбинный двигатель, путем формирования и передачи из бортовой вычислительной системы управления тягой в электронный регулятор каждого газотурбинного двигателя управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рn_вд ^кор, согласно изобретению, предварительно в электронном регуляторе каждого газотурбинного двигателя устанавливают предельные программные значения n_вд ^{прог. пр.} частот вращения для различных этапов полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), затем дополнительно в вычислительной системе управления тягой обеспечивают формирование данных об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и их передачу в электронный регулятор каждого двигателя, а также формирование численных предельных программных значений частот вращения n_вд ^{прог. пр.} в зависимости от этапа полета, при этом на каждом этапе полета самолета величину управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рn_вд ^кор ограничивают из условия n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх)+рn_вд ^кор n_вд ^{прог.пр.}.

Ограничение на каждом этапе полета самолета величины управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рn_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх)+рn_вд ^кор n_вд ^{прог.пр.} позволяет исключить возможный перегрев или повышенную выработку ресурса двигателя, что повышает надежность газотурбинных двигателей.

На фиг.1 - представлена структурная схема устройства для реализации заявляемого способа.

На фиг.2 - график формирования n_вд ^{прог.пр.} для условий крейсерского режима работы газотурбинного двигателя.

1 - Вычислительная система управления тягой (ВСУТ). Является оборудованием самолета.

2 - Электромеханический привод, обеспечивающий перемещение рычага управления двигателем (РУД) по сигналу из ВСУТ через механическую тросовую связь.

3 - Рычаг управления двигателем.

4 - Датчик положения РУД (типовой синусно-косинусный вращающийся трансформатор или датчики-сигнализаторы).

5 - Датчик температуры воздуха Т_вх на входе в газотурбинный двигатель (ГТД).

6 - Датчик давления воздуха Р _вх на входе в ГТД.

7 - Электронный регулятор двигателя.

Электронный регулятор двигателя представляет собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, предназначенную для управления ГТД и оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, а также системами самолета, включая вычислительные системы управления тягой и полетом самолета.

7.1 - Блок формирования программного значения частоты вращения ГТД n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх). В указанном блоке на основе измеренных значений параметров L_руд (4), Т_вх (5), Р_вх (6) и по заранее установленной зависимости формируется n_вд ^прог, которое обычно используется при отключенной ВСУТ (при управлении тягой непосредственно экипажем).

7.2 - Сумматор сигналов программного значения частоты вращения n_вд ^прог и управляющего сигнала частоты вращения рn_вд ^кор.

7.3 - Блок формирования предельных (предельно-допустимых) значений n_вд ^{прог.пр.}. В указанном блоке на основе принятой информации об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и по заранее установленной зависимости формируется предельное значение частоты вращения n_вд ^{прог.пр.}, выше которого, согласно изобретения, эксплуатация двигателя при работе со ВСУТ не предусматривается.

Формирование n_вд ^{прог.пр.} осуществляют следующим образом. Как правило, каждому этапу полета самолета соответствует свой режим работы ГТД. В частности, для взлета самолета требуется максимальный режим работы ГТД, для набора высоты - номинальный режим работы ГТД, для крейсерского (горизонтального) этапа полета - крейсерский режим работы ГТД. Кроме того, для каждого режима работы ГТД предусмотрен соответствующий диапазон перемещения рычага управления двигателем. Поэтому в качестве параметра n_вд ^{прог.пр.} для каждого этапа полета используют расчетное значение n_вд ^прог=f(Lм_руд, Т_вх, Р _вх), где: Lм_руд - максимальное значение L _руд для режима работы ГТД, обеспечивающего данный этап полета. На фиг.2 представлено формирование n_вд ^{прог.пр.} для условий крейсерского режима полета. L1-Lм - диапазон изменения L_руд для крейсерского режима работы ГТД.

7.4 - Блок формирования управляющего воздействия. Блок имеет два входа, на которые поступают параметр n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх)+ рn_вд ^кор и параметр n_вд ^{прог.пр.}. На выходе блока формируется управляющее воздействие программного значения частоты вращения n_вд ^прог, которое принимает значение J= f(L _руд, Т_вх, Р_вх)+рn_вд ^кор n_вд ^{прог.пр.}. Ограничение величиной n_вд ^{прог.пр.} также проиллюстрировано на фиг.2.

Способ осуществляется следующим образом. По измеренным значениям параметров L_руд, Т_вх, Р_вх в электронном регуляторе (в блоке 7.1) формируется программное значение частоты вращения n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх). При отклонении текущей скорости самолета от заданной, например при воздействии попутного или встречного ветра, турбулентности атмосферы, на выходе ВСУТ формируется управляющий корректирующий сигнал частоты вращения рn_вд ^кор, который поступает в электронный регулятор двигателя 7 и в блоке 7.2 суммируется со значением n_вд ^прог из блока 7.1. Суммарный сигнал из блока 7.2 поступает на первый вход блока 7.4 электронного регулятора 7. Одновременно в электронный регулятор двигателя из ВСУТ 1 поступает информация об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), на основании которой в блоке 7.3 формируется предельное программное значение частоты вращения n_вд ^{прог.пр.}, которое, в свою очередь, поступает на второй вход блока 7.4. Передачу информации о корректирующем сигнале рn_вд ^кор и этапах полета самолета из ВСУТ в электронный регулятор 7 осуществляют в цифровом коде по стандартному мультиплексному каналу связи (например, по ГОСТ 18977 «Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов»).

В блоке 7.4 происходит сопоставление параметра n_вд ^прог=f(L_руд, Т_вх, Р _вх)+рn_вд ^кор и параметра n_вд ^{прог.пр.}. Если сигнал n_вд ^прог не превышает параметр n_вд ^{прог.пр.}, то в этом случае управляющее вoздeйcтвиe J в топливорегулирующую аппаратуру на увеличение или уменьшение частоты вращения n_вд формируется без каких-либо ограничений. На фиг.2 такой точкой является точка X. В случае, если параметр n_вд ^прог превышает параметр n_вд ^{прог.пр.}, то происходит ограничение параметра n_вд ^прог (величины А₂). Ограничение частичное - точка Y или полное - точка Z.