RU2500910C2 - Device to control fuel flow into gas turbine engine - Google Patents

Device to control fuel flow into gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2500910C2
RU2500910C2 RU2011154635/06A RU2011154635A RU2500910C2 RU 2500910 C2 RU2500910 C2 RU 2500910C2 RU 2011154635/06 A RU2011154635/06 A RU 2011154635/06A RU 2011154635 A RU2011154635 A RU 2011154635A RU 2500910 C2 RU2500910 C2 RU 2500910C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
emc
output
hydraulic
inlet
hydraulic inlet
Prior art date
Application number
RU2011154635/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2011154635A (en
Inventor
Юрий Петрович Дудкин
Виктор Александрович Гладких
Геннадий Викторович Фомин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "СТАР" filed Critical Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority to RU2011154635/06A priority Critical patent/RU2500910C2/en
Publication of RU2011154635A publication Critical patent/RU2011154635A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2500910C2 publication Critical patent/RU2500910C2/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention may be used in electronic hydromechanical systems (ACS) of automatic control of a gas turbine engine (GTE). In addition to the first EMC there is the second and third EMCs introduced, besides, the second hydraulic inlet of the first EMC is connected with the outlet of the second EMC, in which the first hydraulic inlet is connected with the low pressure manifold, and the second hydraulic inlet - with the outlet of the third EMC, the first hydraulic inlet of which is connected with the low pressure manifold, and the second one - with the high pressure manifold, the controlled inlet of the second EMC is connected via diode isolation with the third outlet of the electronic controller and a tumbler "Stop" in the cabin of the aircraft, the controlled inlet of the third EMC - with a tumbler "Stop" in the aircraft cabin.
EFFECT: improved quality of ACS operation and higher reliability of GTE and safety of AC due to introduction of redundancy of unreliable elements in a tract of fuel supply to CC.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in electronic hydromechanical systems (ACS) for automatic control of gas turbine engines (GTE).

Известно устройство для управления расходом топлива в ГТД, содержащее пусковой дозатор, обеспечивающий подачу постоянного расхода топлива - расхода розжига, определяемого для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем, Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1965 г., с.324-328.A device for controlling fuel consumption in a gas turbine engine, containing a starting dispenser that provides a constant fuel consumption - ignition flow, determined for each type of engine by calculation and experimental means, B. Cherkasov "Automation and regulation of the WFD", Moscow, "Mechanical Engineering", 1965, p. 324-328.

Недостатком известного устройства является его низкая эффективность с точки зрения обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, невозможность использования для управления современными ГТД а именно турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности (ТРДЦ), такими, например, как двигатели ПС-90А2 и ПД-14.A disadvantage of the known device is its low efficiency in terms of providing the required reserves of gas-dynamic stability (GDU) of the compressor and, as a result, the inability to use modern gas turbine engines, namely turbojet engines with a high bypass ratio (TEC), such as PS-engines 90A2 and PD-14.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, Шульгин В.А, Гайсинский О.Я. «Двухконтурные ТРД малошумных самолетов», М., «Машиностроение», 1984 г., с.23.Closest to this invention by technical essence is a device for controlling fuel consumption in a gas turbine engine containing a series-connected sensor block, an electronic engine controller, an electro-hydraulic converter, a fuel metering device, a stop valve, the fuel metering device being connected to the sensor unit, an electromagnetic valve (EMC), the output of which connected to the command cavity of the shut-off valve, the controlled input - with the second output of the electronic engine controller, the hydraulic input - with the low detecting, VA Shulgin, Gaysinsky OJ "Double-circuit turbojet engines of low-noise aircraft", Moscow, "Engineering", 1984, p.23.

Недостатком этого устройства является то, что оно не обеспечивает выполнение требований по надежности и безопасности, предъявляемых к САУ современных авиационных ГТД. Так, например, в ТЗ на САУ двигателя ПД-14 заданы следующие показатели надежности и безопасности:The disadvantage of this device is that it does not meet the requirements for reliability and safety imposed on self-propelled guns of modern aviation gas turbine engines. So, for example, in the technical specifications for the self-propelled guns of the PD-14 engine, the following reliability and safety indicators are specified:

- отказы САУ, приводящие к нелокализованному разрушению двигателя, не допускаются.- ACS failures leading to non-localized engine failure are not allowed.

- средняя наработка на отказ САУ, приводящий к выключению двигателя, должна составлять не менее 1500000 часов.- The average time between failure of self-propelled guns, leading to engine shutdown, should be at least 1,500,000 hours.

- вероятность отказа САУ, приводящего к неуправляемому превышению тяги двигателя (к опасным последствиям), не более 0,7×10-8 на один час полета.- the probability of failure of self-propelled guns leading to uncontrolled excess of engine thrust (to dangerous consequences) is not more than 0.7 × 10 -8 for one hour of flight.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности выключения двигателя в полете, должна быть не более 0,5×10-8 на один час полета.- the probability of failure of self-propelled guns, leading to the inability to turn off the engine in flight, should be no more than 0.5 × 10 -8 for one hour of flight.

- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности управления режимом двигателя, должна быть не более 6,7×10-7 на один час полета.- the probability of failure of self-propelled guns, leading to the inability to control the engine mode, should be no more than 6.7 × 10 -7 for one hour of flight.

Снижение надежности обусловлено следующими факторами.The decrease in reliability is due to the following factors.

Сами по себе ЭМК и золотник останова являются достаточно сложными электрогидромеханическими устройствами с реальной интенсивностью отказов. В соответствии со статистикой эксплуатации, суммарная вероятность отказа пары (ЭМК + золотник останова) находится в диапазоне (0,2-0,38)×10-5.By themselves, EMC and shut-off spool are quite complex electro-hydromechanical devices with real failure rates. In accordance with the operation statistics, the total probability of failure of a pair (EMC + shut-off valve) is in the range (0.2-0.38) × 10 -5 .

Т.о. предъявляемые к современным САУ ГТД требованиям не выполняются, что снижает надежность работы двигателя и безопасность ЛА.T.O. requirements for modern self-propelled guns of gas turbine engines are not met, which reduces the reliability of the engine and the safety of the aircraft.

Целью изобретения является повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.The aim of the invention is to increase the reliability of a gas turbine engine and the safety of an aircraft.

Поставленная цель достигается тем, что в устройство для управления расходом топлива в ГТД содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, ЭМК, выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета.This goal is achieved by the fact that in a device for controlling fuel consumption in a gas turbine engine containing a series-connected sensor block, an electronic engine controller, an electrohydraulic converter, a fuel metering device, a stop valve, the fuel metering device is connected to a sensor unit, an EMC, the output of which is connected to the stop valve command cavity , controlled input - with the second output of the electronic engine controller, hydraulic input - with a low-pressure line, in addition to the first EMC, the second and third th EMC, wherein the second hydraulic inlet of the first EMC is connected to the output of the second EMC, in which the first hydraulic inlet is connected to the low pressure line, and the second hydraulic inlet to the output of the third EMC, the first hydraulic inlet of which is connected to the low pressure main, and the second to high-pressure line, the controlled input of the second EMC is connected via a diode isolation to the third output of the electronic controller and the Ostanov tumbler in the cockpit, the controlled input of the third EMC is connected to the Ostanov toggle no airplane.

На чертеже представлена схема заявляемого устройства.The drawing shows a diagram of the inventive device.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД) параметров двигателя и воздуха на входе в двигатель, электронный регулятор 2 (ЭР) режимов работы двигателя, блок электрогидропреобразователей (ЭГП) 3, дозатор 4 топлива (ДТ), золотник 5 останова (30), причем ДТ 4 соединен с БД 1, ЭМК 6, выход которого соединен с командной полостью ЗО 5 (на фигуре не показана), управляемый вход - со вторым выходом ЭР 2, первый гидравлический вход - с магистралью низкого давления (на фигуре обозначена Рсл), второй 7 и третий 8 ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК 6 соединен с выходом второго ЭМК 7, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК 8, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления (Рсл), а второй - с магистралью высокого давления (на фигуре обозначена Рнас), управляемый вход второго ЭМК 7 соединен через диодную развязку 9 с третьим выходом ЭР 2 и тумблером 10 «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК 8 - с тумблером 10.The device contains serially connected unit 1 of sensors (DB) of engine and air parameters at the engine inlet, electronic regulator 2 (ER) of engine operation modes, block of electrohydraulic converters (EHP) 3, fuel dispenser 4 (DT), stop valve 5 (30), moreover, DT 4 is connected to DB 1, EMC 6, the output of which is connected to the command cavity of ZO 5 (not shown in the figure), the controllable input to the second output of ER 2, the first hydraulic input to the low-pressure line (Rsl is indicated in the figure), second 7 and third 8 EMC, and the second is hydraulically the first inlet of the first EMC 6 is connected to the output of the second EMC 7, in which the first hydraulic inlet is connected to the low pressure line (Rsl), and the second hydraulic input is connected to the output of the third EMC 8, the first hydraulic inlet of which is connected to the low pressure line (Rsl), and the second - with a high-pressure line (Rnas is indicated on the figure), the controlled input of the second EMC 7 is connected through a diode isolation 9 to the third output of the ER 2 and the toggle switch 10 “Stop” in the cockpit, the controlled input of the third EMC 8 - with the toggle switch 10.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

На работающем двигателе ЭМК 6, 7, 8 обесточены (электросигналов уровнем 27 В с первого и второго выхода ЭР 2 и от тумблера 10 нет), командная полость ЗО 5 соединена посредством всех 3-х ЭМК с магистралью высокого давления (Рнас). ЗО 5 находится в положении «Открыт», что обеспечивает беспрепятственный подвод топлива от ДГ 4 через ЗО 5 в камеру сгорания ГТД.On a running engine, EMCs 6, 7, 8 are de-energized (there are no electrical signals of 27 V from the first and second output of ER 2 and from the toggle switch 10), the command cavity of ZO 5 is connected via all 3 EMCs to the high-pressure line (Rnas). ZO 5 is in the "Open" position, which provides unimpeded supply of fuel from DG 4 through ZO 5 to the gas turbine combustion chamber.

В случае возникновения условий для прекращения подачи топлива в двигатель (необходимость штатного останова двигателя или необходимость аварийного останова двигателя - при раскрутке турбины вентилятора или помпаже компрессора) по командам ЭР 2 или в соответствии с командой пилота (тумблер 10 «Останов» в кабине самолета) на требуемый ЭМК подается напряжение 27 В. ЭМК, на который подано напряжение, обеспечивает соединение первого своего входа, соединенного с магистралью низкого давления (Рсл), с его выходом и одновременное отключение второго входа от данного выхода. Тем самым, независимо от положения данного ЭМК в гидравлической цепи их соединения, обеспечивается соединение командной полости ЗО 5 с магистралью низкого давления (Рсл) и, соответственно, прекращение подачи топлива в КС двигателя и соединение выхода дозатора 4 с магистралью низкого давления (Рсл).In the event of conditions for the fuel supply to the engine to cease (the need for a regular engine shutdown or the need for an emergency engine shutdown - when the fan turbine is spinning or compressor compressor) according to ER 2 commands or in accordance with the pilot's command (toggle switch 10 “Stop” in the cockpit) the required EMC is supplied with a voltage of 27 V. The EMC, to which the voltage is applied, ensures the connection of its first input connected to the low-pressure line (Rsl), with its output and the simultaneous shutdown of the second input from this output. Thus, irrespective of the position of this EMC in the hydraulic circuit of their connection, the command cavity of ZO 5 is connected to the low-pressure line (Rsl) and, accordingly, the fuel supply to the engine is stopped and the dispenser 4 is connected to the low-pressure line (Rsl).

Учитывая, что каждый канал соединения соответствующего входа ЭМК с его выходом имеет определенное гидравлическое сопротивление, для обеспечения максимально быстрого прекращения подачи топлива в двигатель в случае помпажа или в случае предотвращения раскрутки турбины вентилятора ЭМК 6, выход которого непосредственно гидравлически соединен с командной полостью ЗО 5, электрически соединен с первым и вторым выходами защиты ЭР 2.Considering that each channel connecting the corresponding input of the EMC with its output has a certain hydraulic resistance, to ensure the fastest possible cessation of fuel supply to the engine in the event of surging or in the case of preventing the fan turbine from spinning EMC 6, the output of which is directly hydraulically connected to the command cavity ZO 5, electrically connected to the first and second outputs of the protection ER 2.

Предложенная электрическая схема соединения ЭМК 7 с учетом гидравлической связи ЭМК с ЗО 5 обеспечивает двухканальное управление остановом двигателя как по командам ЭР 2, так и по командам из кабины - от тумблера 10.The proposed wiring diagram for connecting the EMK 7, taking into account the hydraulic connection between the EMK and ZO 5, provides two-channel control of engine shutdown both by ER 2 commands and by commands from the cab — from the toggle switch 10.

Т.о. резервированная схема параллельно работающих электромагнитных клапанов (а именно ЭМК является «слабым» звеном в паре ЭМК+ЗО в смысле надежности) обеспечивает повышение надежности работы двигателя и безопасность ЛА.T.O. a redundant circuit of parallel-operating solenoid valves (namely, EMC is the "weak" link in the EMC + ZO pair in terms of reliability) provides increased engine reliability and aircraft safety.

Claims (1)

Устройство для управления расходом топлива в газотурбинный двигатель (ГТД), содержащее последовательно соединенные блок датчиков, электронный регулятор двигателя, электрогидропреобразователь, дозатор топлива, золотник останова, причем дозатор топлива соединен с блоком датчиков, электромагнитный клапан (ЭМК), выход которого соединен с командной полостью золотника останова, управляемый вход - со вторым выходом электронного регулятора двигателя, гидравлический вход - с магистралью низкого давления, отличающееся тем, что дополнительно к первому ЭМК введены второй и третий ЭМК, причем второй гидравлический вход первого ЭМК соединен с выходом второго ЭМК, у которого первый гидравлический вход соединен с магистралью низкого давления, а второй гидравлический вход - с выходом третьего ЭМК, первый гидравлический вход которого соединен с магистралью низкого давления, а второй - с магистралью высокого давления, управляемый вход второго ЭМК соединен через диодную развязку с третьим выходом электронного регулятора и тумблером «Останов» в кабине самолета, управляемый вход третьего ЭМК - с тумблером «Останов» в кабине самолета. A device for controlling fuel consumption in a gas turbine engine (GTE), comprising a series-connected sensor block, an electronic engine controller, an electrohydraulic converter, a fuel metering device, a stop valve, the fuel metering device being connected to the sensor unit, an electromagnetic valve (EMC), the output of which is connected to the command cavity stop valve, controlled input - with the second output of the electronic engine controller, hydraulic input - with a low pressure line, characterized in that in addition to the second EMC is introduced into the first EMC, the second hydraulic inlet of the first EMC being connected to the output of the second EMC, in which the first hydraulic inlet is connected to the low pressure line, and the second hydraulic inlet is to the output of the third EMC, the first hydraulic inlet of which is connected to the low pressure main and the second - with the high-pressure line, the controlled input of the second EMC is connected through a diode isolation to the third output of the electronic controller and the Stop switch in the cockpit, the controlled input of the third about EMK - with the Stop switch in the cockpit.
RU2011154635/06A 2011-12-30 2011-12-30 Device to control fuel flow into gas turbine engine RU2500910C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011154635/06A RU2500910C2 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Device to control fuel flow into gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011154635/06A RU2500910C2 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Device to control fuel flow into gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011154635A RU2011154635A (en) 2013-07-10
RU2500910C2 true RU2500910C2 (en) 2013-12-10

Family

ID=48787495

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011154635/06A RU2500910C2 (en) 2011-12-30 2011-12-30 Device to control fuel flow into gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2500910C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2810867C1 (en) * 2023-08-03 2023-12-28 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2156169A1 (en) * 1971-10-05 1973-05-25 Lucas Aerospace Ltd
RU2006632C1 (en) * 1991-06-27 1994-01-30 Научно-производственное предприятие "Эга" Control system command device for gas-turbine engine
RU2029122C1 (en) * 1992-08-12 1995-02-20 Научно-производственное предприятие "Эга" Device for automatic supply of fuel into combustion chamber of gas-turbine engine
WO2002101218A1 (en) * 2001-06-08 2002-12-19 Honeywell International Inc. Rapid shutdown and ecology system for engine fuel control systems
RU2285816C2 (en) * 2004-10-13 2006-10-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Gas-turbine engine control device
RU2289707C2 (en) * 2005-03-03 2006-12-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Hydraulic booster control device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2156169A1 (en) * 1971-10-05 1973-05-25 Lucas Aerospace Ltd
RU2006632C1 (en) * 1991-06-27 1994-01-30 Научно-производственное предприятие "Эга" Control system command device for gas-turbine engine
RU2029122C1 (en) * 1992-08-12 1995-02-20 Научно-производственное предприятие "Эга" Device for automatic supply of fuel into combustion chamber of gas-turbine engine
WO2002101218A1 (en) * 2001-06-08 2002-12-19 Honeywell International Inc. Rapid shutdown and ecology system for engine fuel control systems
RU2285816C2 (en) * 2004-10-13 2006-10-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Gas-turbine engine control device
RU2289707C2 (en) * 2005-03-03 2006-12-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Hydraulic booster control device

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2810867C1 (en) * 2023-08-03 2023-12-28 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011154635A (en) 2013-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2837799B1 (en) Engine fuel control system
US9470152B2 (en) Engine fuel control system
US9500135B2 (en) Fuel feed circuit for an aeroengine having a high pressure pump system with two pumps
US8793971B2 (en) Fuel pumping system for a gas turbine engine
US7895819B2 (en) Assistance and emergency backup for the electrical drive of a fuel pump in a turbine engine
EP3040277B1 (en) Fuel supply apparatus for aircraft engine
US2617361A (en) Fuel system
US9915201B2 (en) Aircraft power system
EP2138688A2 (en) A fuel control arrangement
JP2016503861A (en) Dual pump / double bypass fuel pump system
US20100135799A1 (en) Blade pitch control system
US9068509B2 (en) Gas turbine engine fuel control thrust control override system
EP3118437B1 (en) Gas turbine engine fuel scheduling
CN105189982A (en) Preventing fuel regulation failure
RU2500910C2 (en) Device to control fuel flow into gas turbine engine
US20090094974A1 (en) Fuel feed circuit for an aircraft engine
RU2622683C1 (en) Gas-turbine engine fuel supply system
RU2488706C2 (en) Method of control over gas turbine engine
RU2289708C2 (en) Gas-turbine engine control device
RU2468229C2 (en) Monitoring method of gas turbine engine control system
RU2387856C2 (en) Method control aircraft gas turbine engine operation
RU122705U1 (en) FUEL SUPPLY SYSTEM FOR GAS-TURBINE ENGINE
RU2648479C1 (en) Aircraft gas turbine engine automatic control system
RU2432476C2 (en) Control method of electronic-hydraulic/mechanical control system of gas-turbine engine
RU2285816C2 (en) Gas-turbine engine control device

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner