Патент на изобретение №2387856

(54) СПОСОБ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно после завершения полета и заруливания самолета на стоянку переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «малого газа», отключают ЭР и переводят управления ГТД на ГМР, в соответствии с программами регулирования, заложенными в ГМР, рассчитывают заданное положение дозатора и элементов механизации компрессора (входного направляющего аппарата (ВНА) и клапанов перепуска воздуха (КПВ), измеряют фактическое положение дозатора, ВНА и КПВ, если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР на исправный. Технический результат изобретения – повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.

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

Известен способ контроля топливной системы ГТД заключающийся в том, что после каждого полета и перед каждым вылетом контролируют отсутствие подтекания топлива и масла [1].

Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обнаружения зарождающихся дефектов в топливной системе ГТД.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ контроля электронно-гидромеханической системы управления ГТД, заключающийся в том, что контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР) и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР) [2].

Недостатком этого способа является следующее.

Если контроль ЭР осуществляется постоянно, пока ГТД работает, то работоспособность ГМР оценивается только косвенно (по параметрам ГТД) и только во время предполетной подготовки самолета.

Это может привести к тому, что при отказе ЭР в полете перевод управления ГТД будет осуществлен на тоже уже отказавший ГМР.

Это приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению безопасности летательного аппарата (ЛА).

Целью изобретения является повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе контроля электронно-гидромеханической системы управления ГТД, заключающемся в том, что контролируют работоспособность ЭР и при его отказе переводят управление ГТД на ГМР, дополнительно после завершения полета и заруливания самолета на стоянку переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «малого газа», отключают ЭР и переводят управления ГТД на ГМР, в соответствии с программами регулирования, заложенными в ГМР, рассчитывают заданное положение дозатора и элементов механизации компрессора (входного направляющего аппарата (ВНА) и клапанов перепуска воздуха (КПВ)), измеряют фактическое положение дозатора, ВНА и КПВ, если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР на исправный.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), ЭР 2, блок 3 исполнительных механизмов, селектор 4 «электроника – гидромеханика», дозатор 5, к селектору 4 подключены распределительные золотники (РЗ) 6 и 7, управляющие положением гидроцилиндров привода ВНА и КПВ соответственно, второй БД 8, подключенный к ГМР 9, выход которого подключен к селектору 4, блок 10 контроля, входы которого подключены к выходам блоков 1 и 8 и ЭР 2, первый выход – через электромагнит (ЭМ) 11 – к селектору 4, второй выход – к табло 12 «Отказ ГМР».

Устройство работает следующим образом.

ЭР 2 по информации из блока 1 по известным зависимостям (см., например, [3]) формирует воздействия для управления дозатором 5 и золотниками 6 и 7.

То же самое делает ГМР 9 по информации из блока 8.

Блок 10 по информации, получаемой из блока 1 и ЭР 2 известными способами (см., например, [2]), контролирует работоспособность ЭР 2.

При исправном ЭР 2 блок 10 формирует сигнал на ЭМ 11, ЭМ 11 переводит селектор 4 в положение «электроника». При этом положении селектора 4 к дозатору 5 и РЗ 6 и 7 подается управляющее воздействие от ЭР 2.

При отказе ЭР 2, обнаруженном блоком 10, сигнал с ЭМ 11 снимается, селектор 4 переводится в положение «гидромеханика», управление дозатором 5 и РЗ 6 и 7 переводится на ГМР 9.

Работоспособность ГМР 9 оценивается следующим образом.

После окончания полета самолета и заруливания на стоянку пилот переводит РУД на режим «малого газа». После этого пилот из кабины самолета, например, с помощью тумблера подает стимулирующий сигнал «Проверка ГМР» в блок 10 контроля.

Блок 10 снимает сигнал с ЭМ 11, отключает ЭР 2 и переводит управление ГТД на ГМР 9.

Одновременно с этим блок 10 в соответствии с программами регулирования ГМР 9 рассчитывает заданное положение дозатора 5 и элементов механизации компрессора (ВНА и КПВ), получает из блока 1 информацию о фактическом положении дозатора 5 и элементов механизации компрессора и сравнивает их между собой. Если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР 9 на исправный.

Таким образом, обеспечивается повышение качества контроля системы управления ГТД и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Источники информации

1. И.В.Кеба «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.

2. В.И.Васильев «Автоматический контроль и диагностика систем управления силовыми установками летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1989 г.

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

Формула изобретения

Способ контроля системы управления ГТД, заключающийся в том, что контролируют работоспособность электронного регулятора (ЭР) и при его отказе переводят управление ГТД на резервный гидромеханический регулятор (ГМР), отличающийся тем, что дополнительно после завершения полета и заруливания самолета на стоянку переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «малого газа», отключают ЭР и переводят управления ГТД на ГМР, в соответствии с программами регулирования, заложенными в ГМР, рассчитывают заданное положение дозатора и элементов механизации компрессора входного направляющего аппарата (ВНА) и клапанов перепуска воздуха (КПВ), измеряют фактическое положение дозатора, ВНА и КПВ, если рассогласование между заданным и измеренным значением больше допуска, величину которого определяют в процессе заводских сдаточных испытаний ГТД и фиксируют в паспорте двигателя, формируют сигнал «Отказ ГМР» и меняют ГМР на исправный.

РИСУНКИ