Способ управления гтд

Авторы патента:

F02C9/00 - Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках (управление воздухозаборниками F02C 7/057; управление турбинами F01D; управление компрессорами F04D 27/00)

Владельцы патента RU 2638497:

АО "НПП "Темп" им.Ф.Короткова" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД. Сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора затем преобразуют в пневматические сигналы, поступающие в струйный блок управления, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем. Технический результат – обеспечение возможности оптимального управления ГТД на всех режимах работы. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления ГТД.

Известен способ управления газотурбинным двигателем (ГТД), (Заявка RU 2009107968/06), заключающийся в том, что в электронном регуляторе (ЭР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ЭР формируют сигналы управления ЭР, которые подаются на исполнительный механизм (ИМ) электронного регулятора, в гидромеханическом регуляторе (ГМР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ГМР формируют сигналы управления ГМР, которые подаются на исполнительный механизм (ИМ) гидромеханического регулятора. При исправном ЭР с помощью селектора отсекают сигналы на исполнительный механизм ГМР и осуществляют управление двигателем от исполнительного механизма ЭР. При отказе ЭР с помощью селектора отсекают сигналы на исполнительный механизм ЭР и осуществляют управление двигателем от исполнительного механизма ГМР. Основным недостатком известного способа является необходимость иметь четыре исполнительных механизма: ИМ электронного регулятора, ИМ гидромеханического регулятора, механический узел селектора и электромагнитный клапан для его переключения. Это снижает надежность исполнительной части регуляторов, увеличивает их габаритные и весовые характеристики. Кроме того, исполнительные механизмы ЭР и ГМР имеют, как правило, различные статические и динамические характеристики, что не позволяет осуществлять оптимальное управление двигателем на всех режимах.

Цель предлагаемого способа управления двигателем - устранение указанных недостатков. Эта цель достигается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем (ГТД), заключающемся в том, что в электронном регуляторе (ЭР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ЭР формируют сигналы управления ЭР и сигналы селектора, а в гидромеханическом регуляторе (ГМР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ГМР формируют сигналы управления ГМР, согласно предлагаемому способу сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора дополнительно преобразуют в пневматические сигналы, поступающие затем в дополнительно введенный струйный блок управления (СБУ), в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем.

На фиг. 1 - блок-схема предлагаемого способа управления двигателем;

На фиг. 2а - условное обозначение струйного элемента;

На фиг. 2б - характеристика переключения струйного элемента;

На фиг.2в - таблица состояний сигналов струйного элемента, т.е. значения сигналов У1 и У2 на его выходе в зависимости от сочетания сигналов X1 и Х2 на его входе;

На фиг. 3а - логическая схема струйного блока управления (СБУ) в режиме работы ЭР;

На фиг. 3б - логическая схема струйного блока управления (СБУ) в режиме работы ГМР.

На фиг. 4 - циклограмма функционирования СБУ.

Предлагаемый способ управления содержит (фиг.1) блок 1 электрических датчиков параметров ГТД для ЭР, блок 2 электрического датчика РУД, блок 3 - ЭР, блок 4 датчиков параметров ГТД для ГМР, блок 5 датчика РУД для ГМР, блок 6 - ГМР, блок 7 пневмопреобразователей (БП), струйный блок управления 8 (СБУ), исполнительный механизм (ИМ) 9. Электрические сигналы блока 1 датчиков параметров ГТД и электрический сигнал блока 2 датчика РУД поступают на вход блока 3 - ЭР. В блоке 3 сигналы преобразуются по законам ЭР в управляющее воздействие IЭР и сигнал селекции IСЕЛ. Эти сигналы поступают на вход блока 7 пневмопреобразователей. Сигналы блока 4 датчиков параметров ГТД и сигнал блока 5 датчика РУД поступают на вход блока 6 - ГМР. В блоке 6 сигналы преобразуются по законам ГМР в управляющее воздействие, например механического, гидравлического или пневматического вида, который также поступает на вход блока 7 пневмопреобразователей. В блоке 7 сигналы ЭР и ГМР преобразуются в пневматические импульсные (ШИМ, ЧИМ) и релейные сигналы. Таким образом, на выходе блока 7 имеем: РЭР - импульсные сигналы электронного регулятора в пневматической форме, РСЕЛ - релейный сигнал селектора электронного регулятора в пневматической форме и Ргмр - импульсные сигналы гидромеханического регулятора в пневматической форме. Эти сигналы затем подаются на входы струйного блока управления 8 - (СБУ), который содержит струйные релейные элементы и предназначен для подключения по команде селектора РСЕЛ сигналы ЭР или ГМР к исполнительному механизму 9 в виде перепада давлений ΔРУ для управления параметрами двигателя. Струйный релейный элемент (фиг 2а) имеет сопло 10 с давлением питания Р_п, один или два канала управления X1 и Х2 и два взаимно инверсных выходных канала У1 и У2. При этом выходной канал У1 называется прямым, а выходной канал У2 - инверсным. Характеристика переключения струйного релейного элемента (фиг. 2б) имеет два состояния: условно единичное - «1» (при наличии давления в выходном канале) и условно нулевое - «0» (при отсутствии давления в выходном канале). Состояние сигналов в выходных каналах У1 и У2 определяется сочетанием релейных или импульсных сигналов в каналах управления X1 и Х2 и выполняет логическую функцию ИЛИ-НЕ ИЛИ (см. таблицу состояний фиг. 2в). Блок 8 содержит (фиг. 3а, б) струйные релейные элементы 11 и 12 с одним каналом управления и двумя выходными каналами и струйные релейные элементы 13, 14 и 15 с двумя каналами управления и двумя выходными каналами. Импульсы РЭР ЭР поступают на вход 16 блока 8, подключенный к каналу управления 17 струйного элемента 11, с прямого выхода 18 которого эти импульсы подаются на вход 19 струйного элемента 14. Импульсы Ргмр поступают на вход 20 блока 8, подключенный к каналу управления 21 струйного элемента 13, с инверсного выхода 22 которого эти импульсы подаются на вход 23 струйного элемента 15. Сигнал РСЕЛ поступает на вход 24 блока 8, подключенный к каналу управления 25 струйного элемента 12, прямой выход 26 которого подключен к другому входу 28 струйного элемента 13. Инверсный выход 27 струйного элемента 12 подключен к другому входу 29 струйного элемента 14. Инверсный выход 30 струйного элемента 14 подключен к другому входу 31 струйного элемента 15, выходные каналы У1 и У2 которого являются выходами СБУ.

При исправном ЭР сигнал РСЕЛ селектора на входе 24 СБУ принимает единичное значение «1» (фиг. 3а). При этом единичное значение «1» устанавливается: на входе 25 струйного элемента 12, на его прямом выходе 26, на входе 28 струйного элемента 13, а нулевое значение «0» устанавливается: на инверсном выходе 27 струйного элемента 12, на входе 29 струйного элемента 14, на входе 23 струйного элемента 15. Таким образом, при РСЕЛ = 1, согласно таблице состояний (фиг 2в), на выход У1 и У2 СБУ проходит управляющее воздействие, формируемое по законам ЭР (заштрихованные импульсы), а управляющее воздействие ГМР (незаштрихованные импульсы) - блокируется (фиг. 4). При неисправном ЭР сигнал РСЕЛ селектора на входе 24 СБУ принимает нулевое значение «0» (фиг. 3б). При этом нулевое значение «0» устанавливается: на входе 25 струйного элемента 12, на его прямом выходе 26, на входе 28 струйного элемента 13 и на входе 31 струйного элемента 15, а единичное значение «1» устанавливается на инверсном выходе 27 струйного элемента 12 и на входе 29 струйного элемента 14. Таким образом, при РСЕЛ = 0, согласно таблице состояний (фиг 2в), на выход У1 и У2 СБУ проходит управляющее воздействие, формируемое по законам ГМР (незаштрихованные импульсы), а управляющее воздействие ЭР (заштрихованные импульсы) блокируется (фиг. 4).

Предлагаемый способ управления ГТД позволяет сочетать сложные законы регулирования ЭР с надежной исполнительной частью регулятора, исключает механический узел селектора, заменив его логической струйной схемой без подвижных деталей. Единый ИМ для ЭР и ГМР обеспечивает возможность более оптимального управления ГТД на всех режимах работы. Уменьшаются габаритно-весовые характеристики регуляторов, повышается их надежность за счет уменьшения или полного исключения сложных электрогидравлических преобразователей.

Способ управления газотурбинным двигателем (ГТД), заключающийся в том, что в электронном регуляторе (ЭР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ЭР формируют сигналы управления ЭР и сигналы селектора, в гидромеханическом регуляторе (ГМР) в зависимости от положения рычага управления двигателем (РУД) и значений параметров двигателя по законам управления ГМР формируют сигналы управления ГМР, отличающийся тем, что сигналы управления ЭР, ГМР и сигналы селектора дополнительно преобразуют в пневматические сигналы, поступающие затем в дополнительно введенный струйный блок, в котором при исправном ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ГМР, а сигналы управления ЭР подают на исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем, при отказе ЭР с помощью сигнала селектора и логической струйной схемы отсекают сигналы управления ЭР, а сигналы управления ГМР подают на тот же исполнительный механизм и осуществляют управление двигателем.

Изобретение относится к способу мониторинга цикла запуска двигателя, в частности, газотурбинной установки, содержащему следующие этапы: (i) определяют продолжительность воспламенения в двигателе при определенном параметре запуска, (ii) определенную таким образом продолжительность воспламенения в двигателе сравнивают с контрольной продолжительностью воспламенения для контрольного двигателя и при этом параметре запуска, (iii) определяют показатель запуска двигателя, (iv) повторяют этапы (i)-(iii) для этого параметра запуска при каждом запуске двигателя в ходе цикла, и (v) в зависимости от изменения показателя генерируют тревожный сигнал об ухудшении цикла запуска двигателя.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации // 2634505

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации.

Струйный регулятор гтд по приведенным оборотам // 2631188

Струйный регулятор ГТД по приведенным оборотам относится к системам автоматического регулирования энергетических установок и может использоваться, в частности, в системах управления газотурбинных двигателей, а также при моделировании в лабораторных условиях работы силовой установки.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2627628

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета.

Система генерирования электрической и тепловой энергии // 2626182

Изобретение относится к электротехнике, тепло- и электроэнергетике, а именно к когенерационным системам получения энергии для энергоснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя и тепла для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Способ регулирования газовых турбин при глубоких снижениях частоты в энергосистеме // 2625552

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в системах автоматического регулирования газовых турбин электростанций для перевода газовых турбин в режим регулирования скорости вращения при снижении частоты в энергосистеме.

Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя // 2623852

Изобретение относится к способам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания // 2623707

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя // 2623706

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Стенд для испытаний газотурбинных двигателей // 2623625

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем // 2639260

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем. При останове двигателя генерируемую вращением вала ротора низкого давления электроэнергию передают на электродвигатель-генератор вала ротора высокого давления, для создания дополнительного ускорения, обеспечивающего отношение продолжительности выбега вала ротора высокого давления к продолжительности выбега вала ротора низкого давления, равное 1,5…6,0. Использование изобретения позволяет исключить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1ил.

Система автоматического управления авиационного газотурбинного двигателя // 2648479

Изобретение относится к области управления электронно-гидромеханической автоматикой авиационных ГТД и может быть использовано для управления авиационным ГТД во всех условиях эксплуатации летательного аппарата, в том числе аварийных. Система оснащена сигнализатором отказа насоса-регулятора, резервным дозатором топлива, двумя обратными клапанами, первым и вторым электромагнитными клапанами, а также гидравлическими переключателями, причем система дополнительно оснащена каналом отбора топлива, соединяющим четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, и резервным топливным каналом, соединяющим выход плунжерного насоса с входами резервного дозатора топлива и гидравлических переключателей, первый и второй электромагнитные клапаны размещены в резервном топливном канале, управляющие входы электромагнитных клапанов и резервного дозатора топлива связаны с блоком управления, выход первого электромагнитного клапана связан с входами гидравлических переключателей, установленных в топливных каналах, соединяющих выходы насосов и гидроцилиндры, первый обратный клапан размещен в топливном канале на третьем выходе насоса-регулятора, а второй - в канале, соединяющем четвертый выход насоса-регулятора со вторым входом распределителя топлива, выход второго электромагнитного клапана подсоединен к каналу отбора топлива между вторым обратным клапаном и вторым входом распределителя топлива, резервный дозатор топлива входом подключен через резервный топливный канал к выходу плунжерного насоса, а выходом - к основному топливному каналу между первым обратным клапаном и распределителем топлива, при этом выход сигнализатора отказа насоса-регулятора связан с блоком управления. Технический результат изобретения – повышение безопасности эксплуатации летательного аппарата и обеспечение возможности завершения полетного задания и безаварийной посадки при частичном или полном отказе насоса-регулятора и/или блока его управления.1 ил.-