Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Т_м/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением .^.В случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение n_в, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания. При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия осуществляют снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя. Причем при сохранении данных условий в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью. В случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают. Изобретение позволяет повысить безопасность полета на взлете самолета. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.

Известен способ управления тягой авиационного газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение положения рычага управления двигателем α_РУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, оценку состояния системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, измерение частоты вращения турбокомпрессора (ротора высокого давления) n_вд, формирование заданного значения частоты вращения на основе заранее установленной функциональной зависимости типа , сравнение программного значения с измеренным значением n_вд и изменение расхода топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования . («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007 г., стр. 190-191).

Недостатком известного способа является то, что в случае возникновения пожара имеется риск появления неконтролируемых отказов датчиков двигателя или их линий связи, расположенных непосредственно в зоне возможного очага возгорания. Как следствие, это может привести к ложным измерениям двигательных параметров с последующим самопроизвольным изменением тяги двигателя на взлетном режиме, что может оказать влияние на безопасность полета.

Наиболее близким к данному изобретению является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что предусматривают измерение положения рычага управления двигателем α_РУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, оценивают состояние системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, также измеряют частоту вращения вентилятора n_в, формируют заданное значение частоты вращения на основе заранее установленной функциональной зависимости , сравнивают программное значение с измеренным значением n_в и через дозатор топлива изменяют расход топлива Gт в камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования . При этом при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого самолетной противопожарной системой, фиксируют (запоминают) текущее значение частоты вращения вентилятора n_в и используют его в качестве заданного значения в течение наперед заданного времени (~ 5 минут), по истечении которого прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель (патент RU №2497001, F02C 9/26, опубл. 27.10.2013).

Недостатками известного способа являются:

1. Имеется риск возникновения ложного сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлете, например, из-за переменного контакта в электропроводке датчиков сигнализации о пожаре или сбоев в вычислителе самолетной противопожарной системы. Подобная ситуация может привести к необоснованной стабилизации режима двигателя и, фактически, к неуправляемости двигателя экипажем, дальнейшей необходимости останова исправного ГТД, что негативно влияет на безопасность полетов.

2. Наличие стабилизации режима двигателя в течение ~5 минут после возникновения пожара может привести к еще более худшим последствиям, чем снижение тяги двигателя. Так, длительное сохранение максимальной подачи топлива в двигатель (на уровне 7-10 тонн в час) в условиях пожара в сочетании с возможными развитиями отказов в самолетной системе топливоподачи или в двигательных трубопроводных коммуникациях может привести к резкому увеличению зоны пожара, обильному факелению и перебросу пламени на элементы самолета. Например, подобно катастрофе, произошедшей за время ≤2 мин с пассажирским самолетом «Конкорд» 25.07.2000 г. В таких ситуациях для обеспечения безопасности полета требуется оперативное прекращение подачи топлива.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении безопасности полета на взлете самолета.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающем измерение положения рычага управления двигателем α_РУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора n_в, частоты вращения турбокомпрессора n_вд, формирование заданного значения частоты вращения , сравнение его с измеренным значением n_в, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», согласно изобретению дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр Т_м/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Т_м/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора n_в, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

При этом в качестве параметра Т_м/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

В качестве параметра Т_м/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Наличие и контроль при взлете самолета сигнала «V1. Скорость принятия решения» одновременно с сигналом «Пожар в мотогондоле» исключает ложные срабатывания стабилизации режима двигателя при разбеге на взлетно-посадочной полосе, что повышает безопасность полета.

Превышение температуры Т_м/г в мотогондоле двигателя над заданным значением температуры Т_м/г^прог, т.е. Т_м/г>Т_м/_г^прог и наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» также исключают ложные срабатывания о пожарной ситуации, что позволяет в течение 1-3 секунд прекратить подачу топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым повысить безопасность полета.

На чертеже представлена схема устройства для реализации заявленного способа.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков параметров ГТД, датчик 2 температуры Т_м/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле, электронный регулятор 3 двигателя, дозатор 4 топлива в камеру сгорания ГТД, клапан 5 останова.

Электронный регулятор 3 на современных газотурбинных двигателях представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, в т.ч. по управлению расходом топлива Gт в камеру сгорания, а также устройствами сопряжения с системами самолета, включая противопожарную систему и систему воздушных сигналов.

Из противопожарной системы в электронный регулятор 3 может поступать сигнал «Пожар в мотогондоле». Из системы воздушных сигналов в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения».

Скорость принятия решения V1 - это скорость разбега самолета, до которой взлет может быть безопасно прекращен и самолет остановится в пределах взлетно-посадочной полосы. В случае, если отказ произошел на скорости, большей V1, необходимо продолжить взлет. Большинство типов самолетов гражданской авиации с несколькими двигателями сконструированы так, что, даже если на взлете откажет один из двигателей, суммарной тяги остальных хватит на то, чтобы продолжить разбег до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолет.

Электронный регулятор 3 двигателя размещают непосредственно на двигателе, а именно на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы.

Электронный регулятор 3 содержит запоминающее устройство, в котором записано программное обеспечение, реализующее алгоритмы управления ГТД.

Заявленный способ осуществляется следующим образом.

Электронным регулятором 3 с помощью блока 1 датчиков измеряют положение рычага управления двигателем α_РУД, частоту вращения вентилятора n_в, частоту вращения турбокомпрессора n_вд, температуру и давление воздуха на входе в двигатель, контролируют другие параметры двигателя, в т.ч. число Маха полета. Одновременно электронным регулятором 3 контролируют прохождение из самолетных систем дискретных сигналов - «Стояночный тормоз отключен», «Пожар в мотогондоле» и дополнительно - «V1. Скорость принятия решения»,

- формируют управляющие воздействия в механизацию компрессора ГТД и регулируют расход топлива Gт в камеру сгорания для поддержания требуемого уровня тяги по программе ,

- формируют признак взлетного режима по наличию следующих условий: рычаг управления двигателем (РУД) находится на площадке взлетного режима, наличие сигнала «Стояночный тормоз отключен», частота вращения вентилятора соответствует взлетному режиму.

Электронный регулятор 3 с помощью блока 2 также дополнительно постоянно измеряет параметр температуры в мотогондоле двигателя Т_м/г и сравнивает его с заданным значением температуры в мотогондоле .

На взлетном режиме, в процессе разбега по взлетно-посадочной полосе в электронный регулятор 3 поступает сигнал «V1. Скорость принятия решения». Далее, в случае поступления в электронный регулятор 3 сигнала «Пожар в мотогондоле» из самолетной противопожарной системы и ранее сформированном признаке режима взлета самолета, электронный регулятор 3 фиксирует (запоминает) значение n_в и использует его в качестве заданного (программного) значения . Таким образом стабильно поддерживается расход топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяга взлетного режима, в т.ч. при ложных измерениях двигательных параметров, вызванных пожаром.

Дополнительно, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» и величине температуры электронный регулятор 3 формирует сигнал в дозатор 4 топлива на снижение расхода топлива, соответствующего режиму полетного малого газа двигателя.

При сохранении условий (наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» и ) в течение Δτ=1-3 секунд электронный регулятор 3 формирует команду на прекращение подачи топлива в камеру сгорания полностью (Gт=0), т.е. включает клапан 5 останова.

После прекращения подачи топлива в двигатель и в процессе снижения режима дальнейшее управление механизацией компрессора (входной направляющий аппарат, клапана перепуска воздуха) осуществляют по штатным программам управления, например, в зависимости от n_вд для исправного состояния двигателя.

Необходимо отметить, что зона действия заявленного способа управления тягой газотурбинного двигателя ограничивается только условиями взлетного режима. Так, например, после снятия РУД с площадки взлетного режима и переводе его на номинальный режим (набор высоты) или при частоте вращения вентилятора ниже взлетного режима, включение режима фиксации не выполняется (блокируется).

Также следует отметить, что в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлетном режиме фиксацию режима работы двигателя прекращают. Такой подход, в отличие от прототипа, позволяет снять возможное фиксирование режима без останова двигателя, в т.ч. при ложном формировании сигнала «Пожар в мотогондоле».

В качестве параметра температуры Т_м/г может быть взят параметр температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3, размещенного на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы, или параметр температуры воздуха в мотогондоле, измеряемый с помощью отдельного датчика, т.е. вне электронного регулятора 3.

Измерение температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3 может быть осуществлено с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

Таким образом, повышение безопасности полета на взлете самолета обеспечивается исключением ложных срабатываний стабилизации режима двигателя при разбеге по взлетно-посадочной полосе за счет введения сигнала «V1. Скорость принятия решения» и за счет снятия стабилизации режима двигателя при снятии сигнала «Пожар в мотогондоле». При этом возможное развитие пожароопасной ситуации выполняется оперативным прекращением подачи топлива в камеру сгорания двигателя за 1-3 секунды при наличии подтверждающего сигнала о превышении температуры Т_м/г.

1. Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающий измерение положения рычага управления двигателем α_РУД, температуры и давления воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора n_в, частоты вращения турбокомпрессора n_вд, формирование заданного значения частоты вращения , сравнение его с измеренным значением n_в, контроль расхода топлива Gт в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», отличающийся тем, что дополнительно контролируют поступление сигнала «V1. Скорость принятия решения», измеряют параметр T_м/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром T_м/г, при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «V1. Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора n_в, используя его в качестве заданного значения для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра T_м/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве параметра T_м/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.