Claims (1)
Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя, отличающийся тем, что дополнительно с помощью первого электронного агрегата (ЭРД) измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, с помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной, с помощью ЭРД двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова в HP, с его помощью прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.
The method of controlling the power plant of a helicopter, consisting of two engines working on one main rotor, which consists in measuring the position of the engine control lever, the pressure and temperature of the air at the engine inlet, the air pressure behind the compressor of its own and the neighboring engine, the rotor speed of the turbocharger rotor , the rotational speed of the rotor of a free turbine, using a hydromechanical unit (HP) according to known dependencies form a control action on the fuel dispenser in HP and control the engine by a trigger at start-up, “small” gas, take-off mode, at pick-up and reset, at power synchronization mode, at engine shutdown, characterized in that, in addition to using the first electronic unit (ERE), the rotor speed of the turbocharger of the neighboring engine is measured, and rotation speeds are compared the rotor of the turbocharger of its own and neighboring engines in the take-off mode, with a mismatch of the rotational speeds of the rotor of the turbocompressor of its own and neighboring engines, it is greater than the predetermined value determined by the calculated experimentally, according to the pilot’s emergency mode signal, the setting of the turbocharger rotor speed limiter in HP is increased by a predetermined value, calculated depending on the temperature and air pressure at the engine inlet, the gas temperature in the zone is measured using a second electronic controller (RT) nozzle apparatus of the compressor turbine, compare it with the maximum allowable, with an increase in the measured gas temperature above the maximum allowable form a control action on the fuel dispenser VA in HP and reduce fuel consumption until the measured gas temperature drops below the limit, with the help of an electric propulsion jet two independent sensors measure the rotor speed of the free turbine, compare each measured frequency with the maximum allowed, determined by calculation and experimental means, if at least one measured frequency exceeds the maximum permissible, they form a signal to the pilot “Exceeding the rotational speed of the rotor of the power turbine of the right (left) engine”, if both measured speeds exceed the limit but permissible, a signal is formed on the stop mechanism in HP, with it, the fuel supply to the combustion chamber (CS) is stopped and the engine is turned off.