Патент на изобретение №2334890

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в составе устройства клапан слива тахометрического ограничителя частоты вращения ротора двигателя соединен через дроссельный пакет с выходом топливного насоса, а через обратный клапан – со входом распределительного клапана. Технический результат от использования изобретения заключается в том, что обеспечивается повышение надежности работы клапана слива, что позволит повысить надежность работы ГТД и безопасность полета ЛА. 1 ил.

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.

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.

РИСУНКИ