Способ регулирования газотурбинного двигателя

 

Использование системы управления силовой установки самопета вертикального взлета и посадки Сущность на горизонтальных режимах попета заданное значение параметра формируется по измеренной температуре воздуха на входе, во время вертикального взлета и посадки из сигнала измеренной температуры выделяют низкочастотную составляющую, исключая влияние выхлопных газов, попадающих на вход двигателя 1 ип

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИ

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ 1 ЕСПУБЛИК

ГОсУДАРстВеннОГ плтентнОе ведолтство сссв <Гост1лтент ссср1

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4801076/06 (22) 13.03.90 (46) 15.12.93 Бюл, М0 45-46 (71) Московское научно-производственное объединение "Союз" (72) Смирнов СЛ. (54) СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (57) Использование: системы управления силовой (в) Я1 (и) 1777413 А1 (51) 5 F 02 установки самолета вертикального взпета и посадки. Сущность: на горизонтальных режимах попета заданное значение параметра формируется по измеренной температуре воздуха на входе, во время вертикального взлета и посадки из сигнала измеренной температуры выделяют низкочастотную составляющую, исключая влияние выхлопных газов, попадающих на вход двигателя. 1 ип.

1777413 (56) "Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов"/Под ред. А,А,Шевякова, — M. Машиностроение, 1976, с.36. заданного значения регулируемого параФормула иэобретени" 55

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ГАЗОТУРметра, отличающийся тем, что, с целью поБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ силовой установки самолета вертикального взлета и посадки, вышения точности регулирования путем устранения резких изменений режима, вывключающий измерение температуры воэ- званных попаданием выхлопных газов на духа на входе в двигатель и формирование вход двигателя, дополнительно формируют изобретение относится к области автоматического регулирования, в частности к способам регулирования газотурбинных двигателей (ГТД) вертикального взлета и посадки, 5

Известен способ регулирования газотурбинного двигателя, включающий измерение температуры воздуха на входе в двигатель и формирование пропорциональ-. но измеренной температуры программ управления двигателей.

Известный способ нашел широкое применение в системах автоматического управления (САУ) современных ГТД, в том числе и ГТД, предназначенных для летательных аппаратов вертикального взлета и посадки;

Высокое быстродействие измерителей параметров и контуров современных САУ обеспечивает высокие динамические свойства ГТД. Однако на режимах вертикально- 20 го взлета и посадки (ВВП), когда имеет . место заброс выхлопных газов на вход двигателя, высокая динамика двигателя приводит к большим амплитудам изменения тяги.

Последнее затрудняет балансировку лета- 25 тельного аппарата на режимах ВВП. Таким образом, в условиях нестационарнасти тем пературы воздуха на входе в двигатель, известный способ не обеспечивает требуемой динамической точности в обеспечение ба- 30 лансировки летательного аппарата.

Целью изобретения является повышение точности регулирования путем устранения резких изменений режима, вызванных попаданием выхлопных газов на вход двигателя.

Поставленная цель достигается тем, что в способе регулирования, включающем измерение температуры воздуха на входе в двигатель и.формирование заданного эна- 40 чения регулируемого параметра дополнительно формируют сигнал вертикального взлета (посадки), на время присутствия которого из сигнала измеренной температуры выделяют низкочастотную составляющую, 45 обусловленную изменением температуры окружающего воздуха, и используют последнюю при формировании заданного значения регулируемого параметра.

На чертеже представлена структурная 50 схема системы управления газотурбинного двигателя для самолета ВВП.

Система содержит датчик 1 температуры воздуха на входе в двигатель, преобразователь 2 сигнала датчика 1, фильтр 3 нижних частот (ФНЧ), вход которого подключен к преобразователю 2, коммутатор 4 сигналов, к входам которого подключены выходы преобразователя 2 и ФНЧ 3. Выходы коммутатора 4 обьединены и подключены к входу электронного регулятора 5 режимов двигателя, связанного с исполнительными механизмами (ИМ) 6 регулируемых параметров. На управляющий вход коммутатора 4 поступает сигнал ВВП из системы управления самолетом.

Способ осуществляется следующим образом.

В горизонтальном полете сигнал B B fl отсутствует. В этом случае сигнал датчика 1 через преобразователь 2 и нормально замкнутые контакты коммутатора 4 поступает на вход регулятора 5, где производится формирование заданных программ управления двигателем, Управляющие сигналы от регулятора 5 поступают на ИМ 6. При этом динамические и точностные свойства системы соответствуют максимально возможным скоростям изменения температуры воздуха на входе двигателя. При выполнении вертикального взлета или посадки из системы управления самолетом на управляющий вход коммутатора 4 поступает сигнал ВВП. При наличии этого сигнала размыкается нормально замкнутый (верхний на чертеже) контакт коммутатора 4 и замыкается нормально разомкнутый контакт. Сигнал от преобразователя 2 проходит в этом случае через ФНЧ

3 и далее, как и в предыдущем случае, на регулятор 5. ФНЧ 3 подавляет высокочастотные составляющие сигналы датчика 1, вызванные непериодическими забросами горячего газа на вход двигателя. В результате снижается частота изменения программ управления, формируемых регулятором 5, чем обеспечивается снижение амплитуды изменения тяги двигателя и, следовательно, повышается устойчивость самолета на режимах ВВП.

1777413

Составитель С.Смирнов

Редактор В.Кузнецова Техред M,Ìîðãåíòàë Корректор А.Мотыль

Тираж Подписное

НПО "Поиск" Роспатента

113035, Москва, Ж-35, Раушская наЦ., 4/5

Заказ 3354

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101 сигнал вертикального взлета (посадки), на изме ением температуры окружающего время чрису- тв су-ствия которого из сигнала из- воздуха и используют последнюю при меренной температуры выделяют низкоча- Формировании заданного значения регулистотную составляющую, обусловленную 5 руемого параметра.