Система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель

Система предназначена для регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель. На входной дроссель-золотник междроссельной гидравлической проточной камеры резервного канала управления подаётся гидравлическая команда от подпружиненного золотника-корректора, вход которого соединён с клапаном постоянного давления, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру, на входной дроссель которой подаётся гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя. Выполнение системы регулирования по такой схеме позволяет реализовать при изменении высоты и скорости полёта оптимальное изменение расхода топлива в двигателе, соответствующее потребностям определённого авиационного двигателя или его модификации. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления подачей топлива в газотурбинные двигатели (ГТД) и в частности может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) авиационных ГТД.

Известна система регулирования подачи топлива в ГТД (см. патент РФ №2230922, F02C 9/26, от 13.08.2002 г.), содержащая насос, дозатор топлива, выполненный в виде дозирующей иглы с сервопоршнем, электрогидропреобразователь и электрический датчик положения дозирующей иглы, связанные с электронным регулятором и дозатором, управляющий клапан сравнения, соединенный пружиной с дозирующей иглой, пневмогидропреобразователь, соединенный с каналом подвода воздуха от компрессора, гидравлическую проточную камеру с дросселями и междроссельной камерой, соединенной с клапаном сравнения, при этом выходной дроссель непосредственно соединен с задатчиком режимов двигателя. Выработанное пневмогидропреобразователем командное давление Р_К, пропорциональное давлению на входе в компрессор Р*₁, редуцируется на дросселях в различной степени из-за изменения проходного сечения выходного дросселя, что приводит к изменению давления в междроссельной камере и управляющей полости клапана сравнения, и, следовательно, к изменению расхода топлива в двигатель по закону G_T/P*₁=f(α_зад).

Недостатком данной системы является то, что изменение расхода топлива в двигатель при управлении от резервного регулятора возможно осуществлять только пропорционально изменению давления P*₁. Кроме того, присутствуют постоянные утечки топлива в сливную магистраль через управляющий клапан сравнения и дросселя гидравлической проточной камеры.

Наиболее близким известным техническим решением является система регулирования подачи топлива в ГТД (см. патент РФ №2324065, F02C 9/26, от 27.01.2006 г.), содержащая насос, дозатор топлива в виде дозирующей иглы с сервопоршнем, датчиком положения дозирующей иглы и каналом питания с установленным в нем гидравлическим сопротивлением, электрогидропреобразователь, золотник-селектор переключения с основного на резервное управление, клапан постоянного перепада давлений на дозаторе топлива, пневмогидропреобразователь, задатчик командного давления в виде двух последовательно установленных дросселей переменного сечения, управляющий клапан сравнения, соединенный пружиной с дозатором топлива, гидравлическое сопротивление на входе в сервопоршень выполненное в виде двух параллельно установленных дросселей, один из которых соединен с управляющей полостью сервопоршня дозирующей иглы через золотник-селектор, а канал питания сервопоршня через золотник-селектор соединен с управляющей кромкой пневмогидропреобразователя. Соединением магистралей через золотник-селектор достигается снижение оперативного расхода топлива в магистраль слива, необходимого для управления дозатором топлива.

Недостатком указанной системы является то, что изменение расхода топлива в двигателе при резервном управлении возможно осуществлять только строго по закону G_T/P*_H=f(α_зад), без возможности изменения «глубины» регулирования принятой изначально характеристики. То есть расход топлива прямо пропорционален давлению воздуха G_T/P*_H=f(α_зад), где G_T - расход топлива, Р*_Н - полное давление на входе в двигатель, α_зад - положение задатчика режимов работы двигателя.

Техническим результатом, на достижение которого направлено данное изобретение, является возможность реализации при резервном управлении и при изменении высоты и скорости полета характеристик расхода топлива G_T=f(P*_H,α_зад), оптимальных для определенного авиационного двигателя или его модификации, что обеспечивает надежную и экономичную работу ГТД во всех условиях эксплуатации без существенного усложнения конструкции системы регулирования.

Для достижения указанного технического результата в системе регулирования подачи топлива в ГТД, содержащей насос, дозатор топлива, выполненный в виде сервопоршня с дозирующей иглой, электрический датчик положения дозатора топлива, соединенный с электронным регулятором, клапан постоянного перепада давлений на дозаторе топлива, клапан постоянного давления, основной и резервный каналы управления, золотник-селектор переключения каналов управления с электромагнитным клапаном, соединенным с электронным регулятором, электрогидропреобразователь основного канала управления, соединенный с электронным регулятором, управляющий клапан-золотник резервного канала управления, соединенный пружиной с дозатором топлива, междроссельную гидравлическую проточную камеру резервного канала управления, входной дроссель-золотник которой выполнен с переменным профилированным сечением, пневмогидропреобразователь, соединенный с каналом подвода воздуха, на входной дроссель-золотник междроссельной гидравлической проточной камеры резервного канала управления подается гидравлическая команда от подпружиненного золотника-корректора, вход которого соединен с клапаном постоянного давления, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру, на входной дроссель которой подается гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя.

Отличительный признак, а именно, подача на входной дроссель-золотник междроссельной гидравлической проточной камеры резервного канала управления гидравлической команды от подпружиненного золотника-корректора, вход которого соединен с каналом подвода постоянного давления, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру, на входной дроссель которой подается гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя, позволяет реализовать при изменении высоты и скорости полета, путем выбора конструктивных характеристик пружины золотника-корректора и проливки дросселей, оптимальное изменение расхода топлива в двигатель G_T=f(Р*_H,α_зад), соответствующее потребностям определенного авиационного двигателя или его модификации.

Предлагаемая система регулирования подачи топлива в ГТД представлена на чертеже и описана ниже.

Система содержит: топливный насос 1, дозатор топлива, выполненный в виде сервопоршня 2 с дозирующей иглой 3, электрический датчик положения дозатора топлива 4, соединенный с электронным регулятором, клапан постоянного перепада давления 5 на дозирующем сечении иглы 3, клапан постоянного давления 6 (КПД), золотник-селектор 7 переключения каналов управления с дросселем 8 и электромагнитным клапаном 9, соединенным с электронным регулятором, электрогидропреобразователь 10 основного канала управления с соплами 11 и 12, а также с дросселями 13 и 14, соединенный с электронным регулятором, управляющий клапан-золотник 15 резервного канала управления, соединенный пружиной 16 с дозатором топлива, входной дроссель-золотник 17 с переменным профилированным сечением 18, междроссельную проточную гидравлическую камеру 19, дроссель 20 на выходе из междроссельной проточной гидравлической камеры 19, пневмогидропреобразователь с золотником 21, рычагом 22, сильфоном 23 и с каналом 24 подвода воздуха, золотник-корректор 25 с пружиной 26, входной дроссель 27 междроссельной гидравлической проточной камеры 28, выходной дроссель 29 междроссельной гидравлической проточной камеры 28, полость 30 подвода постоянного давления от КПД 6, управляемую полость 31 сервопоршня 2, магистраль 32 управляемой полости 31, магистраль 33 резервного канала управления, магистраль 34 основного канала управления, магистраль 35 подвода давления от КПД 6, дроссель 36.

Представленная система работает следующим образом.

Из входной магистрали топливо поступает в топливный насос 1. Насос повышает давление топлива и подает топливо к элементам дозирования и регулирования. Расход топлива в двигатель определяется площадью открытого проходного сечения дозирующей иглы 3 и перепадом давления топлива на ней. Перепад поддерживает клапан постоянного перепада 5. Питание полости 30 осуществляется непосредственно от КПД 6, а питание управляемой полости 31 сервопоршня 2 от КПД 6 через параллельно установленные дроссели 13 (постоянный) и 14 (отключаемый).

Для работы на основном канале управления подается электрическая команда на электромагнитный клапан 9. Электромагнитный клапан 9 закрывается, давление подводимое через дроссель 8 к золотнику-селектору 7 увеличивается до давления КПД. Золотник-селектор 7 перемещается вправо, при этом отключается магистраль 35 подвода давления от КПД 6 к элементам резервного канала управления, а магистраль 32 управляемой полости 31 сервопоршня 2 переключается с магистрали 33 резервного канала управления на магистраль 34 основного канала управления, подключая, тем самым дроссель 14 и электрогидропреобразователь 10 с соплами 11 и 12.

Электронный регулятор, подавая электрические команды на электрогидропреобразователь 10, увеличивает или уменьшает величину расхода топлива, сливаемого из управляемой полости 31 сервопоршня 2. При этом дозирующая игла 3 перемещается в ту или иную сторону, до тех пор, пока фактическое значение расхода топлива, определяемое электронным регулятором по сигналу от электрического датчика положения дозатора топлива 4, не сравняется с заданным, которое необходимо в данный момент для управления двигателем. Максимальные скорости перемещения дозирующей иглы 3, а, следовательно, и скорости изменения расхода топлива, при работе электронного регулятора, определяются суммарной проливкой дросселей 13 и 14 и диаметром сопла 12 электрогидропреобразователя 10.

При переходе на резервный канал управления расходом топлива снимается электрическая команда с электромагнитного клапана 9. Электромагнитный клапан 9 открывается, уменьшая давление, подводимое через дроссель 8 к торцу золотника-селектора 7. Золотник-селектор 7 перемещается влево до упора, при этом магистраль 32 управляемой полости 31 сервопоршня 2 переключается с магистрали 34 основного канала управления на магистраль 33 резервного канала управления расходом топлива, отключается дроссель 14 и электрогидропреобразователь 10 с соплами 11 и 12, а также подключается магистраль 35 подвода давления от КПД 6 к элементам резервного канала управления: золотнику 21 пневмогидропреобразователя и золотнику-корректору 25.

При работе резервного канала управления положение дозирующей иглы 3, а, следовательно, и расход топлива, определяется уровнем командного давления, подводимого к междроссельной проточной гидравлической камере 19 управляющего клапана-золотника 15. Клапан-золотник 15 находится в равновесии при условии, что сила пружины 16, воздействующая на один его торец, равна силе от командного давления, воздействующего на другой. При изменении командного давления в междроссельной проточной гидравлической камере 19 клапан-золотник 15 перемещается и управляющей кромкой уменьшая или увеличивая величину расхода топлива, сливаемого из управляемой полости 31 сервопоршня 2, при этом дозирующая игла 3 перемещается в ту или иную сторону, до тех пор, пока сила пружины 16 не сравняется с силой, воздействующей на клапан-золотник 15 от командного давления в междроссельной проточной гидравлической камере 19. Эквивалентная площадь дросселя 13 определяет максимальную скорость увеличения расхода топлива, а разница между эквивалентными площадями дросселя 36 и дросселя 13 определяет максимальную скорость уменьшения расхода топлива.

Давление за золотником 21 пневмогидропреобразователя изменяется прямо пропорционально давлению воздуха, подведенному через канал 24 к сильфону 23. Давлением воздуха может являться:

- полное давление воздуха на входе в двигатель;

- давление воздуха на входе в компрессор.

Междроссельная гидравлическая проточная камера 19, образована входным дросселем-золотником 17, с переменным профилированным сечением 18, величина которого зависит от положения рычага задатчика режимов (f(α_зад)), и дросселем 20 на выходе.

На дроссель-золотник 17 междроссельной гидравлической проточной камеры 19 резервного канала управления подается гидравлическая команда от подпружиненного золотника-корректора 25, вход которого на резервном канале управления соединен давлением от КПД 6, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру 28, на входной дроссель 27 которой подается гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя.

Текущий расход топлива при резервном управлении в зависимости от давления воздуха поступающего по каналу 24 к сильфону 23 и других параметров определяется следующей зависимостью:

где: К₀, K₁, К₂ - конструктивные коэффициенты, зависящие от параметров конструкции;

Р*_Н - полное давление воздуха на входе в двигатель;

К_пруж - усилие затяжки пружины 26 в междроссельной проточной гидравлической камере 28;

Q_вых.о - проливка выходного дросселя 29 междроссельной проточной гидравлической камеры 28;

Q_вх.o - проливка входного дросселя 27 междроссельной проточной гидравлической камеры 28;

При значениях R_пруж, Q_вых.о и Q_вх.o равных нулю расход топлива будет прямо пропорционален давлению воздуха G_T=К₀*К₁*Р*_Н.

При определенном выбранном значении К_о=f(α_зад), а также выбранных Q_вых.о=Q_вх.o=const, увеличение усилия R_пруж затяжки пружины 26, увеличивает абсолютное значение G_T, но при этом сохраняется во всех точках характеристики отношение А/В, где А - исходное значение расхода в точке, В - скорректированное значение расхода в той же точке при измененном Р*_H.

При определенном выбранном значении К₀=f(α_зад) и R_пруж=const, изменением проливок Q_вх.о входного дросселя 27 и Q_вых.о выходного дросселя 29, можно изменять как по абсолютное значение G_T, так и отношение А/В, т.е. трансформировать характеристики G_T=f(α_зад).

Таким образом, изменяя R_пруж, Q_вых.о и Q_вx.o возможно реализовать, в зависимости от высоты и скорости полета, требуемые характеристики расхода топлива, которые будут являться оптимальными для определенного авиационного двигателя или его модификации, и обеспечить надежную и экономичную работу ГТД во всех условиях эксплуатации.

Система регулирования подачи топлива в газотурбинный двигатель, содержащая насос, дозатор топлива, выполненный в виде сервопоршня с дозирующей иглой, электрический датчик положения дозатора топлива, соединённый с электронным регулятором, клапан постоянного перепада давления на дозаторе топлива, клапан постоянного давления, основной и резервный каналы управления, золотник-селектор переключения каналов управления с электромагнитным клапаном, соединённым с электронным регулятором, электрогидропреобразователь основного канала управления, соединённый с электронным регулятором, управляющий клапан-золотник резервного канала управления, соединённый пружиной с дозатором топлива, междроссельную гидравлическую проточную камеру резервного канала управления, входной дроссель-золотник, которой выполнен с переменным профилированным сечением, пневмогидропреобразователь, соединённый с каналом подвода воздуха, отличающаяся тем, что на входной дроссель-золотник междроссельной гидравлической проточной камеры резервного канала управления подаётся гидравлическая команда от подпружиненного золотника-корректора, вход которого соединён с клапаном постоянного давления, а пружинная полость образует междроссельную гидравлическую проточную камеру, на входной дроссель которой подаётся гидравлическая команда от пневмогидропреобразователя.