способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости

Формула изобретения

Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости, включающий измерение фактического значения регулируемого параметра двигателя, расчет заданного значения данного параметра по значениям температуры воздуха на входе в двигатель и положению рычага управления двигателем, сравнение значений заданного и фактического значений регулируемого параметра и регулирование полученным в результате сравнения сигналом расхода топлива для стационарного режима работы двигателя, отличающийся тем, что дополнительно, по значениям температуры воздуха на входе в двигатель, положению рычага управления двигателем и как минимум, по одному параметру, характеризующему динамические свойства летательного аппарата, задают значение расхода топлива для режима приемистости, которое сравнивают с расходом топлива для стационарного режима, и в случае, если значение расхода топлива для стационарного режима меньше его значения для режима приемистости, регулирование подачи топлива осуществляют по данному параметру, а если нет, то управление расходом топлива переключают на заданный для режима приемистости.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов (ЛА) на переходных режимах (режимах приемистости).

Известно, что при работе ГТД на приемистости для расчета времени приемистости необходимо учитывать противоречивые факторы. С одной стороны, сокращение времени приемистости приводит к увеличению маневренных свойств ЛА, в том числе, к сокращению времени его разгона, что очень важно для большинства ЛА различного назначения. С другой стороны, при уменьшении времени приемистости уменьшается ресурс работы ГТД, в основном, из-за влияния высоких температур на узлы ГТД. Кроме того, при расчете приемистости необходимо учитывать динамические и массовые характеристики и самого ЛА, например, его массу, изменение массы с учетом расхода топлива, высоту полета, скорость при переходе на приемистость и пр. Проблема управления ГТД ЛА на приемистости достаточно подробно описана в литературе, см., например, Г.В.Добрянский и др. «Динамика авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1989 г., стр.144-151. Известные системы (устройства) регулирования ГТД, как правило, не учитывают всех особенностей функционирования ГТД на приемистости.

Известен способ регулирования газотурбинного двигателя путем измерения температуры газов за турбиной и частоты вращения ротора, сравнения их соответственно с первым и вторым заданными сигналами для формирования первого и второго сигналов отклонения и изменения подачи топлива в двигатель пропорционально большему сигналу отклонения, причем, для улучшения качества переходных процессов и исключения на приемистости забросов температуры газов перед турбиной, сигнал измеренной частоты вращения ротора пропускают через инерционное звено с постоянной времени, большей или равной постоянной времени прогрева турбины, из полученного сигнала вычитают сигнал измеренной частоты вращения ротора, усилением сигнала рассогласования формируют корректирующий сигнал и первый заданный сигнал уменьшают на величину корректирующего сигнала (см. авторское свидетельство СССР № 1389354, кл. F02C 9/28, 2006 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он характеризуется значительной инерционностью, а кроме того, данный способ регулирования ГТД не учитывает при приемистости динамических характеристик объекта (летательного аппарата) на котором он установлен, что снижает точность регулирования ГТД на приемистости.

Известен способ регулирования газотурбинного двигателя на переходных режимах путем изменения подачи топлива в камеру сгорания пропорционально отклонению полного давления воздуха за компрессором от заданной величины, в котором, для уменьшения времени переходного режима, дополнительно измеряют донное давление воздуха за компрессором, определяют амплитуду колебаний разности полного и донного давлений, формируют непрерывный управляющий сигнал, пропорциональный отношению амплитуды разности полного и донного давлений к среднему значению разности этих давлений, сравнивают управляющий сигнал с его предельной величиной и пропорционально разности этих сигналов изменяют подачу топлива в камеру сгорания (см. авторское свидетельство СССР № 1120778, кл. F02C 9/28, 2004 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его работе на приемистости наблюдаются значительные забросы температуры газа, что отрицательно влияет на ресурс ГТД.

Известен способ управления ГТД, согласно которому измеряют частоту вращения (n_тк) и ускорение (n°_тк) ротора турбокомпрессора, сравнивают (n_тк) с заданным значением (n_тк ) и изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют в зависимости от отклонения текущей (n_тк) от заданной величины (n_тк), причем дополнительно измеряют температуру воздуха на входе в турбокомпрессор (Т_вх), вычисляют приведенную по температуре (Т_вх) частоту вращения ротора турбокомпрессора (n_{тк пр}) по формуле (n _{тк пp}=n_т), формируют величину (n_тк ) по двум заранее установленным зависимостям n_тк= f1(n_{тк пp}) и n_тк=f2(n_{тк пр}) для режима разгона и режима дросселирования соответственно, измеряют параметр фактической тяги двигателя, сравнивают его с заданным и формируют сигнал разгона i=1 или сигнал дросселирования i=0, поступающей в блок управления величины n_тк и изменение расхода топлива в камеру сгорания осуществляют из условия выполнения указанных зависимостей (см. патент РФ № 2337250, F02C 9/28, 2008 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известной системы управления необходимо отметить, что данная система автоматического регулирования должна обеспечивать оптимальную подачу топлива в камеру сгорания двигателя при приемистости практически без заброса температуры на лопатках турбины. Однако данная система не учитывает переменные динамические свойства объекта (летательного аппарата), на котором установлен ГТД и, тем самым, темп набора тяги при приемистости не согласован с темпом разгона летательного аппарата, что также вызывает излишний расход ресурс ГТД при приемистости, при полетах на малых скоростях и больших высотах, где повышенная инерционность летательного аппарата.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления расходом топлива в основную камеру сгорания ГТД на приемистости, обеспечивающего согласование времени приемистости с потребным изменения скорости ЛА и повышение срока службы узлов ГТД за счет обеспечения рационального расхода топлива в течение приемистости.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления расходом топлива в основную камеру сгорания газотурбинного двигателя на приемистости, включающем измерение фактического значения регулируемого параметра двигателя, расчет заданного значения данного параметра по значениям температуры воздуха на входе в двигатель и положению рычага управления двигателем, сравнение значений заданного и фактического значений регулируемого параметра и регулирование полученным в результате сравнения сигналом расхода топлива для стационарного режима работы двигателя, новым является то, что дополнительно, по значениям температуры воздуха на входе в двигатель, положению рычага управления двигателем и как минимум по одному параметру, характеризующему динамические свойства летательного аппарата, задают значение расхода топлива для режима приемистости, которое сравнивают с расходом топлива для стационарного режима, и в случае, если значение расхода топлива для стационарного режима меньше его значения для режима приемистости, регулирование подачи топлива осуществляют по данному параметру, а если нет, то управление расходом топлива переключают на заданный для режима приемистости.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема устройства, реализующего заявленный способ.

Устройство содержит распределитель 2 топлива по форсункам основной камеры сгорания ГТД, связанный с выходом дозирующего устройства 3. Дозирующее устройство 3 управляется исполнительным органом 4.

Устройство оснащено регулятором 5 расхода топлива, вход которого связан с выходом элемента сравнения 6. Устройство также содержит задатчик 7 режима работы двигателя, выход которого связан с первым входом элемента сравнения 6, со вторым входом которого связан датчик значения регулируемого параметра, по значению которого осуществляется коррекция расхода топлива. Первый вход задатчика 7 связан с датчиком температуры воздуха (Т_вх ) на входе в двигатель, а второй - с датчиком положения рычага управления двигателем - РУД ( _руд).

В состав устройства входит автомат приемистости 8, содержащий задатчик 9 дозирования топлива на приемистости, первый и второй входы которого связаны соответственно с датчиком (Т_вх) и с датчиком ( _руд).

Выход задатчика 9 связан с первым входом элемента сравнения 10 автомата приемистости и с входом преобразователя 11 автомата приемистости, который фактически является регулятором расхода топлива на приемистости. Второй вход элемента сравнения 10 связан с датчиком расхода топлива, подаваемого на распределитель 2. Выход элемента сравнения 10 связан с входом исполнительного органа 12, управляющего положением контакта двухпозиционного переключателя 13 автомата приемистости. Переключатель содержит два контакта, к одному из которых подведен выход регулятора 5 расхода, а к другому - выход преобразователя 11 автомата приемистости. Выходной контакт переключателя 13 связан с входом исполнительного органа 4.

Третий вход задатчика 9 связан с системой управления 14 летательного аппарата.

В качестве управляемого параметра могут быть использованы: постоянная времени летательного аппарата, текущее значение массы летательного аппарата с учетом фактического остатка топлива и полезной нагрузки, высота и скорость полета, положение летательного аппарата в пространстве (углы атаки, крена, тангажа и рысканья). Наиболее предпочтительным является постоянная времени летательного аппарата, которая по известным в аэродинамике зависимостям от других перечисленных выше параметров вычисляется в системе управления летательным аппаратом и передается в задатчик 9.

Устройство комплектуется стандартными блоками.

Так, в качестве задатчиков 7 и 9 может быть использован программный блок, реализующий заранее заданные зависимости, определяемые при проектировании двигателя.

В качестве регулятора 5 расхода топлива может быть использован стандартный электрогидравлический регулятор.

В качестве автомата приемистости может быть использована широкая гамма известных автоматов, например автомат, приведенный на фиг.2.40, А.А.Шевяков «Автоматика авиационных и ракетных силовых установок», Москва, «Машиностроение», 1965 г., стр.153-155.

Двухпозиционный переключатель 13 автомата приемистости может быть выполнен различным образом, например, быть оснащенным установленным на оси переключающим элементом, постоянно подпружиненным к одному из контактов (например, первому). На переключающем элементе закреплен магнит, а под ним на корпусе переключателя установлен элемент управления положением переключающего элемента (например, электромагнитная катушка), подключенный к выходу исполнительного органа 12 автомата приемистости 8.

Дозирующее устройство 3 и орган 4 его управления являются стандартными. Регулируемый клапан может быть выполнен в виде стандартного клапана с регулируемым проходным сечением и сливным выходом.

Способ управления расходом топлива в основную камеру сгорания ГТД на приемистости посредством приведенного выше устройства реализуют следующим образом.

Осуществление способа рассмотрим на примере использования в качестве регулируемого параметра частоту вращения (n) ротора, что не означает, что для регулирования не может быть использован другой параметр. Параметр, выбранный в качестве регулируемого, может зависеть от типа ГТД, типа ЛА, условий эксплуатации ГТД и пр.

На постоянных режимах работы ГТД 1 на распределитель 2 топлива насосом из бака (не показаны) подают топливо, расход которого (G_т) определяется положением дозирующего элемента (например, иглы дозатора) дозирующего устройства. Текущее положение дозирующего элемента задано исполнительным органом 4, которое реализует управляющее воздействие (Lду).

Для регулирования подачи топлива в задатчике 7 на основании поступающих значений (Т_вх) и ( _руд) по заранее заданной зависимости рассчитывают заданное значение регулируемого параметра (у), которое поступает на элемент сравнения 6, где сравнивается с фактическим значением параметра (у_ф). Полученный в результате сравнения управляющий сигнал ( у) регулирования расхода топлива для стационарного режима поступает на вход регулятора 5, откуда полученный управляющий сигнал (Х_р) подается на первый контакт двухпозиционного переключателя 13.

Параллельно на задатчик 9 автомата приемистости поступают сигналы значений (Т_вх) и ( _руд), а также значение (z₀) как минимум одного параметра от системы управления летательным аппаратом 14. В задатчике 9 эти значения обрабатываются по известной наперед заданной зависимости и выходной сигнал, характеризующий расход топлива (G_тап) на режиме приемистости, поступает на элемент сравнения 10 автомата приемистости и преобразователь 11 автомата приемистости. Преобразованный управляющий сигнал (Х_ап) из преобразователя 11 поступает на второй контакт двухпозиционного переключателя 13 откуда после замыкания контакта поступает на вход исполнительного органа 4.

В элементе сравнения 10 автомата приемистости постоянно осуществляется сравнение значений расхода топлива, поступающего на распределитель 2 (G_т), выработанного задатчиком 9 (G_тап ).

До тех пор, пока при работе элемента сравнения 9 выполняется отношение (G_тaп<G_т) исполнительный орган 12 выключен и управление расходом осуществляется от регулятора 5, управляющий сигнал с выхода которого подается через первый контакт переключателя 13 и контактирующий с ним переключающий элемент на исполнительный орган 4. Данное положение характерно для стационарного режима работы ГТД.

На переходном режиме (на приемистости) работы ГТД, который задается перемещением РУД, изменяется значение параметра ( _руд) и резко увеличивается значение сигнала, вырабатываемого задатчиком 7, а следовательно, элементом сравнения 6 и регулятором 5, что приводит к избытку топлива, подаваемого на распределитель 2, следовательно, резко увеличивается температура в камере сгорания и на выходе из нее (что приводит к перегреву элементов ГТД), однако, не дает желаемого эффекта в управлении, так как ЛА обладает инерцией, определенной скоростью, которые не позволяют мгновенно выводить ЛА на режим, заданный РУД. Поэтому резкое увеличение расхода топлива на форсунки при приемистости ГТД практически не приводит к уменьшению времени разгона летательного аппарата, но оказывает негативное влияние на ресурс работы ГТД.

Практически одновременно с приемистостью на элементе сравнения 10 автомата приемистости нарушается приведенное выше неравенство, что приводит к срабатыванию исполнительного органа 12, который запитывает элемент управления переключением переключающего элемента, который размыкается с первым контактом и замыкается со вторым. В результате регулятор 5 отключается от управления расходом топлива, который регулируется преобразователем 11 автомата приемистости, программа работы которого рассчитана на задание расхода топлива на режиме приемистости, обеспечивающим необходимый темп изменения скорости летательного аппарата и рациональное расходование ресурса двигателя, за счет коррекции заданной зависимости задатчика 9 по сигналу из системы управления 14 летательного аппарата, характеризующего динамические свойства ЛА.

В заявленном решении обеспечивается дозирование топлива в форсунки на приемистости, что позволяет, практически не увеличивая время приемистости, исключить перенасыщение форсунок топливом и исключить перегрев элементов ГТД за счет осуществления подачи топлива на форсунки по оптимальному закону, задаваемому преобразователем 11 автомата приемистости 8.

Таким образом, заявленное устройство позволяет обеспечить закон дозирования топлива на форсунки ГТД на приемистости, согласованный с динамическими свойствами ЛА.