RU2393977C1 - Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета - Google Patents
Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2393977C1 RU2393977C1 RU2009108603/11A RU2009108603A RU2393977C1 RU 2393977 C1 RU2393977 C1 RU 2393977C1 RU 2009108603/11 A RU2009108603/11 A RU 2009108603/11A RU 2009108603 A RU2009108603 A RU 2009108603A RU 2393977 C1 RU2393977 C1 RU 2393977C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control
- gas turbine
- aircraft
- engine
- electronic
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета включает в себя вычислительный модуль (1) управления тягой, электронный регулятор (2), топливный насос-регулятор (4), тросовый механизм (7), а также кинематически связанные между собой рычаг управления двигателем (РУД) (5), исполнительный механизм (6) автомата тяги и датчик (8) положения αРУД, блок (10) передачи данных об этапе полета самолета, связанный с вычислительным модулем (1) управления тягой. Электронный регулятор (2) выполнен в виде электронной цифровой вычислительной машины с основным и дополнительным каналами и размещением на двигателе самолета, содержит ключ-коммутатор (12) и блок (11) выявления отказа датчика (8) положения αРУД, формирует управляющее воздействие на топливный насос-регулятор с учетом данных об этапе полета самолета. Данными об этапах полета служат сигналы «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы». Достигается надежность и работоспособность системы управления тягой газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками транспортных средств, преимущественно авиационных газотурбинных двигателей.
В общем случае управление режимом работы авиационного газотурбинного двигателя осуществляется перемещением рычага управления, расположенного в кабине экипажа. При этом на основе информации о положении рычага управления двигателем система автоматического управления газотурбинного двигателя изменяет расход топлива в камеру сгорания, положение створок реверсивного устройства и иных органов управления, что обеспечивает заданный уровень тяги газотурбинного двигателя (ГТД). Таким образом, обеспечение надежной и точной работы системы задания режима ГТД является важнейшей составляющей безаварийной эксплуатации ГТД и безопасности полета в целом.
Известна электродистанционная система управления режимом авиационного ГТД, включающая рычаг управления двигателем (РУД), датчик угла поворота РУД αРУД, электромеханический привод, обеспечивающие изменение положения задатчика режима на топливном насосе-регуляторе [Патент РФ №2174702, G05G 11/00].
Однако данная система имеет недостаточно высокий уровень надежности из-за возможных отказов датчика αРУД, неисправностей элементов электромеханического привода (электродвигателя, редуктора или электропроводки). Кроме того, при возможных сбоях в бортовом электропитании (115 В/400 Гц; 27 В) электродистанционная система становится неработоспособной.
Известна система управления режимом авиационного ГТД, включающая РУД, датчик αРУД (синусно-косинусный вращающийся трансформатор), размещенный непосредственно на рычаге управления двигателем, электронный регулятор, который в зависимости от выходного сигнала датчика αРУД формирует управляющее воздействие для обеспечения заданного уровня тяги [Electronic engine control system. PW 2000. Series engine, PWA 5741A, 1983, p.80].
Основным недостатком данного аналога является возможный отказ электронной системы управления двигателем в случае неисправности датчика положения РУД или дефектов в самолетной электропроводке этого датчика (обрыв/короткое замыкание). Кроме того, в случае значительного расстояния между кабиной экипажа и ГТД актуальной становится проблема точности и электромагнитной помехозащищенности канала измерения αРУД, что вызывает затруднение поиска дефектов в электропроводке.
Необходимо отметить, что для современных и перспективных типов авиационных ГТД, оснащенных цифровыми электронными системами управления с полной ответственностью (типа FADEC), вышеупомянутые отказы канала измерения αРУД приводят к необходимости выключения двигателя, что снижает эксплуатационную безопасность полета.
Наиболее близкой к заявляемой по конструкции является система управления двигателем летательного аппарата [Патент РФ №1707896, B64D 31/04].
Система управления ГТД содержит вычислительную систему управления тяги, электронный регулятор и топливный насос-регулятор ГТД, а также кинематически соединенные между собой исполнительный механизм автомата тяги, электрическое командное устройство, включающее синусно-косинусный вращающийся трансформатор для измерения параметра αРУД, РУД, механическая тросовая система, при этом выходной сигнал с синусно-косинусного трансформатора поступает в электронный регулятор, который формирует управляющее воздействие в топливный насос-регулятор для поддержания требуемого уровня тяги ГТД.
Предусмотрено автоматическое задание режима через автомат тяги по воздействию из вычислительной системы управления тягой ВСУТ и ручное задание режима работы ГТД, которое осуществляется летчиком через механическую тросовую связь, включающую тросовую проводку, тяги, рычаги, шарнирно-рычажную передачу и ролики.
Недостатком прототипа является пониженная надежность системы при отказе канала измерения РУД электрического командного устройства, что приводит к низкой эксплуатационной технологичности, например, при поиске дефектов в самолетной электропроводке канала измерения αРУД.
Техническая задача заключается в повышении надежности системы за счет введения дополнительного информационного канала о режимах полета самолета, функционирующего при отказе датчика положения рычага управления двигателем.
Сущность изобретения заключается в том, что система управления тягой газотурбинного двигателя самолета, включающая вычислительный модуль управления тягой, электронный регулятор, топливный насос-регулятор, тросовый механизм, а также кинематически связанные между собой рычаг управления двигателем (РУД), исполнительный механизм автомата тяги и датчик положения РУД, согласно изобретению дополнительно включает блок передачи данных об этапе полета самолета, связанный с вычислительным модулем управления тягой, а электронный регулятор содержит ключ-коммутатор, а также блок выявления отказа датчика положения РУД и выполнен с возможностью формирования управляющего воздействия на топливный насос-регулятор с учетом данных об этапе полета самолета при отказе датчика положения РУД.
Электронный регулятор выполнен в виде электронной цифровой вычислительной машины с основным и дополнительным каналами и размещением на двигателе самолета.
Данными о этапах полета служат по меньшей мере сигналы «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы».
На чертеже представлена структурная схема заявляемой системы управления тягой газотурбинного двигателя самолета.
1 - вычислительный модуль управления тягой;
2 - электронный регулятор управления, представляющий собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами и системами;
3 - программный блок, осуществляющий управляющее воздействие в случае отказа датчика положения рычага управления двигателем (РУД);
4 - топливный насос-регулятор, обеспечивающий изменение расхода топлива в камеру сгорания (не показана) ГТД по управляющему сигналу, поступающему с программного блока 3. В случае отказа электронного регулятора 2 обеспечивает резервное (гидромеханическое) управление подачей топлива в камеру сгорания ГТД;
5 - рычаг управления двигателем (РУД);
6 - исполнительный механизм автомата тяги;
7 - тросовый механизм, включающий тросовую проводку, тяги, рычаги, ролики, необходимые для обеспечения кинематической связи исполнительного механизма 6 автомата тяги с РУД 5, а также РУД 5 с датчиком положения РУД (αРУД);
8 - датчик положения αРУД. Наиболее предпочтительным вариантом конструкции датчика 8 является датчик угла поворота типа ДБСКТ-220-1 (дублированный бесконтактный, синусо-косинусный вращающийся трансформатор);
9 - электрические линии связи;
10 - блок передачи данных об этапе полета самолета. При использовании заявляемой системы в конструкции авиационного двухконтурного двигателя ПС-90А2 (модификация двухконтурного двигателя ПС-90А самолетов ТУ-204, ТУ-214 и Ил-96-300) данными об этапах полета служат: «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы» и др. Передача данных в электронный регулятор 2 осуществляется в виде электронной кодовой информации по ГОСТ 18977-79;
11 - блок выявления отказа датчика 8 αРУД. Является элементом электронного регулятора 2. При выявлении отказа одного из каналов датчика ДБСКТ-220-1, например, с помощью допускового контроля система встроенного контроля электронного регулятора 2 осуществляется отключение неисправного и подключение исправного канала датчика 8 αРУД. В случае выявления полного (двойного) отказа датчика 8 αРУД на выходе блока 11 выявления отказа датчика 8 αРУД формируется логический сигнал I1;
12 - ключ-коммутатор. Является элементом электронного регулятора 2. В качестве управляемого входа ключа используется выходной сигнал I1 с блока 11. При наличии сигнала I1 обеспечивается разрешение на использование в программе регулирования тяги (программный блок 3) информации, передаваемой из модуля 1 в электронный регулятор 2.
Система работает следующим образом.
В случае автоматического режима задания тяги ГТД при подаче управляющего сигнала с модуля 1 исполнительный механизм 6 автомата тяги через тросовый механизм 7 поворачивает РУД 5. Также от РУД 5 через тросовый механизм 7 обеспечивается поворот валика датчика измерения 8 угла поворота РУД 5. Электрический сигнал с выхода датчика 8 поступает в электронный регулятор 2, что обеспечивает измерение αРУД. Электронный регулятор 2 формирует управляющее воздействие в топливный насос-регулятор 4, изменяя расход топлива в камеру сгорания, что обеспечивает заданный с модуля 1 необходимый уровень тяги ГТД.
В случае отказа одного из каналов датчика αРУД 8 типа ДБСКТ-220-1 блок выявления отказа 11 выявляет данную неисправность, при этом осуществляется отключение неисправного канала и подключение исправного канала датчика 8 αРУД. Работа по автоматическому режиму задания тяги ГТД осуществляется без каких-либо ограничений, изложенных выше.
В случае полного (двойного) отказа датчика 8 αРУД на выходе блока 11 формируется логический сигнал I1, который поступает на вход ключа-коммутатора 12. Ключ-коммутатор 12 замыкается, и тем самым обеспечивается передача и использование в программе управления тяги информации (блок 3), передаваемой по электрической линии связи 9 из модуля 1 в электронный регулятор 2. При наличии сигнала «Взлет» электронный регулятор обеспечивает максимальный режим ГТД, при наличии сигнала «Набор высоты» - номинальный режим ГТД, а при наличии сигнала «Крейсерский режим полета» - крейсерский режим работы.
При двойном отказе датчика 8 αРУД такая же логика работы (задание режима тяги с модуля 1) сохраняется и в случае обрыва тросовой системы 7. Тем самым обеспечивается троекратное резервирование системы задания режима при работе электронной системы управления.
В случае ручного режима задания тяги ГТД в штатной ситуации (отсутствие отказов) при перемещении летчиком РУД 5 через тросовый механизм 7 обеспечивается измерение угла αРУД поворота РУД 5 с помощью датчика 8, и аналогично вышеописанному электронный регулятор 2 формирует управляющее воздействие в топливный насос-регулятор 4, обеспечивая заданный летчиком уровень тяги ГТД.
В случае отказа одного из каналов датчика 8 ручное управление двигателем также осуществляется без каких-либо ограничений.
При этом в случае двойного отказа датчика 8 αРУД или полном отказе электронного регулятора 2 управляемость ГТД сохраняется и обеспечивается резервным (гидромеханическим) управлением от насоса-регулятора 4 через тросовый механизм 7.
Надежность и работоспособность заявляемого устройства были проверены расчетным моделированием и стендовыми испытаниями в составе турбореактивного двухконтурного двигателя ПС-90А2, оснащенным электронным регулятором РЭД-90 (типа FADEC) и датчиком поворота ДБСКТ-220-1. Электронный регулятор РЭД-90, в котором для обеспечения современных и перспективных норм надежности имеются два независимых, идентичных по функциям и структуре канала управления (основной и дублирующий), с заданным быстродействием обеспечил оперативное выявление специально задаваемых отказов ДБСКТ-220-1 и формирование управляющего воздействия в топливный насос-регулятор на основе кодовой информации об этапах полета по ГОСТ 18977-79 (биполярный последовательный код, скорость передачи - 100 кбод/с).
Claims (3)
1. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета, включающая вычислительный модуль управления тягой, электронный регулятор, топливный насос-регулятор, тросовый механизм, а также кинематически связанные между собой рычаг управления двигателем (РУД), исполнительный механизм автомата тяги и датчик положения αРУД, отличающаяся тем, что она дополнительно включает блок передачи данных об этапе полета самолета, связанный с вычислительным модулем управления тягой, а электронный регулятор содержит ключ-коммутатор, а также блок выявления отказа датчика положения αРУД, и выполнен с возможностью формирования управляющего воздействия на топливный насос-регулятор с учетом данных об этапе полета самолета при отказе датчика положения αРУД.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что электронный регулятор выполнен в виде электронной цифровой вычислительной машины с основным и дополнительным каналами и размещением на двигателе самолета.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что данными о этапах полета служат по меньшей мере сигналы «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы».
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009108603/11A RU2393977C1 (ru) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009108603/11A RU2393977C1 (ru) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2393977C1 true RU2393977C1 (ru) | 2010-07-10 |
Family
ID=42684619
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009108603/11A RU2393977C1 (ru) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2393977C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2774011C1 (ru) * | 2021-09-24 | 2022-06-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета |
| US11725597B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-08-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for exiting an asymmetric engine operating regime |
| US11987375B2 (en) | 2019-02-08 | 2024-05-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime |
-
2009
- 2009-03-10 RU RU2009108603/11A patent/RU2393977C1/ru active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11725597B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-08-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for exiting an asymmetric engine operating regime |
| US11987375B2 (en) | 2019-02-08 | 2024-05-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime |
| RU2774011C1 (ru) * | 2021-09-24 | 2022-06-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8583294B2 (en) | Actuation control system | |
| US6655125B2 (en) | System architecture for electromechanical thrust reverser actuation systems | |
| US6578794B1 (en) | Methods and systems for jet engine overthrust protection | |
| EP0058158B1 (en) | Engine management system | |
| US3937588A (en) | Emergency control system for gas turbine engine variable compressor vanes | |
| US20110190966A1 (en) | Control System For An Aircraft Propeller Drive | |
| US11408357B2 (en) | Engine and propeller control system | |
| RU2730731C1 (ru) | Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя при посадке и прерванном взлете самолета | |
| JP4854674B2 (ja) | 航空機のエンジンの操作条件に作用する許可を発する装置とこの装置からなるエンジンの制御装置 | |
| US11313286B2 (en) | Integrated propeller and engine controller | |
| RU2393977C1 (ru) | Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета | |
| US6088632A (en) | Engine control system for an aircraft | |
| US3938320A (en) | Starting system for a helicopter power plant control | |
| US5003769A (en) | Self-checking speed governor arrangement | |
| EP1197648A2 (en) | Methods and apparatus for over-speed protection of a gas turbine | |
| CN110686075B (zh) | 用于齿轮组件润滑系统失效检测的系统和方法 | |
| US4314445A (en) | Turbine engine thrust booster | |
| CA3060755A1 (en) | Integrated propeller and engine controller | |
| CN111792021A (zh) | 用于使螺旋桨顺桨的方法和系统 | |
| US20230322401A1 (en) | Aircraft auxiliary power unit (apu) controllers and related methods | |
| US11866151B2 (en) | System and method for detecting propeller malfunction | |
| EP0541326A2 (en) | Determination of control system status | |
| RU2757949C1 (ru) | Электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя | |
| CA1139113A (en) | Turbine engine thrust booster | |
| RU2744587C1 (ru) | Отказобезопасная электромеханическая система управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |