close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Патент РФ 2334888

код для вставки
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
RU
(19)
(11)
2 334 888
(13)
C2
(51) МПК
F02C 9/00
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(12)
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
(21), (22) За вка: 2006135319/06, 05.10.2006
(72) Автор(ы):
Дудкин Юрий Петрович (RU),
Гладких Виктор Александрович (RU),
Фомин Геннадий Викторович (RU)
(24) Дата начала отсчета срока действи патента:
05.10.2006
(43) Дата публикации за вки: 10.04.2008
(45) Опубликовано: 27.09.2008 Бюл. № 27
2 3 3 4 8 8 8
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: ШЕВЯКОВ А.А. Теори автоматического
управлени силовыми установками летательных
аппаратов. - М.: Машиностроение, 1976, с.269270. RU 2225945 С2, 20.03.2004. RU 2027049
С1, 20.01.1995. RU 2194178 С1, 10.12.2002. RU
2198312 С1, 10.02.2003. US 5142860 А,
01.09.1992. FR 2581129 А, 31.10.1986.
(57) Реферат:
Изобретение относитс к области авиационного
двигателестроени и может быть использовано в
электронно-гидромеханических системах (САУ)
автоматического управлени ГТД. Сущность
изобретени заключаетс в том, что при работе на
резервном гидромеханическом регул торе (ГМР)
формируют заданное значение частоты вращени ротора ГГ, посто нное дл данного двигател ,
измер ют фактическую частоту вращени ротора
ГГ, сравнивают заданную и фактическую частоты
вращени ГГ и по величине рассогласовани измен ют положение лопаток ВНА до тех пор, пока
фактическа частота вращени ГГ не станет
равной
заданной.
Технический
результат
изобретени заключаетс в
том,
что
обеспечиваетс нормальна работа ГТД при
управлении от резервного ГМР на всех высотах и
скорост х полета самолета, т.е. обеспечиваетс повышение качества работы САУ и, как следствие,
повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1
ил.
R U
2 3 3 4 8 8 8
(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
Страница: 1
C 2
C 2
Адрес дл переписки:
614990, г.Пермь, ГСП, ул. Куйбышева, 140А,
ОАО "СТАР"
RU
R U
(73) Патентообладатель(и):
ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР"
(RU)
C 2
C 2
2 3 3 4 8 8 8
2 3 3 4 8 8 8
R U
R U
Страница: 2
RUSSIAN FEDERATION
RU
(19)
(11)
2 334 888
(13)
C2
(51) Int. Cl.
F02C 9/00
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY,
PATENTS AND TRADEMARKS
(12)
ABSTRACT OF INVENTION
(21), (22) Application: 2006135319/06, 05.10.2006
(72) Inventor(s):
Dudkin Jurij Petrovich (RU),
Gladkikh Viktor Aleksandrovich (RU),
Fomin Gennadij Viktorovich (RU)
(24) Effective date for property rights: 05.10.2006
(43) Application published: 10.04.2008
Mail address:
614990, g.Perm', GSP, ul. Kujbysheva, 140A,
OAO "STAR"
C 2
2 3 3 4 8 8 8
R U
Страница: 3
EN
C 2
(57) Abstract:
FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft
engine production and can be used in gas turbine
engine automatic control systems (ACS) built
around
electronic
and
hydro
mechanical
components. The invention consists in that the
stand-by hydro mechanical controller generates a
preset engine rotor rpm value, invariable for the
given engine, the said rotor actual rpm is
measured to be compared to the aforesaid preset
one, the obtained difference allowing varying the
turbine blades position till the preset rpm
becomes equal to the actual rpm.
EFFECT: gas turbine engine higher reliability
and aircraft safety.
1 dwg
2 3 3 4 8 8 8
(54) GAS TURBINE ENGINE CONTROL METHOD
R U
(73) Proprietor(s):
OTKRYTOE AKTsIONERNOE OBShchESTVO
"STAR" (RU)
(45) Date of publication: 27.09.2008 Bull. 27
RU 2 334 888 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Изобретение относитс к области авиационного двигателестроени и может быть
использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управлени (САУ) газотурбинными двигател ми (ГТД).
Известен способ управлени ГТД, реализуемый в электронно-гидромеханических САУ
ГТД [1].
Электронно-гидромеханическа САУ содержит электронный регул тор (ЭР) с блоком
датчиков (БД) ЭР, резервный гидромеханический регул тор (ГМР) с БД ГМР, селектор и
блок исполнительных элементов (ИЭ).
Способ заключаетс в том, что в ЭР с помощью БД ЭР измер ют положение рычага
(РУД) управлени двигателем и параметры СУ в зависимости от положени РУД и
значени параметров СУ по законам управлени , реализованным в ЭР, формируют
управл ющее воздействие ЭР, в ГМР с помощью БД ГМР измер ют положение РУД и
параметры СУ, в зависимости от положени РУД и значени параметров СУ по законам
управлени , реализованным в ГМР, формируют управл ющее воздействие ГМР, при
исправном ЭР с помощью селектора отсекают управл ющее воздействие ГМР, а
управл ющее воздействие ЭР подают на ИЭ и осуществл ют управление двигателем, при
отказе ЭР с помощью селектора отсекают управл ющее воздействие ЭР, а управл ющее
воздействие ГМР подают на ИЭ и осуществл ют управление двигателем.
Недостатком этого способа вл етс следующее. Все функции по управлению
двигателем выполн ет ЭР. При его отказе все функции по управлению двигателем
выполн ет ГМР. Полноразмерное резервирование функций приводит к тому, что
существенно увеличиваютс вес и габариты САУ Так, например, в САУ двигател ПС-90А2
вес электронного регул тора РЭД-90А2 составл ет 30 кг, объем 30 литров, а вес
резервного гидромеханического регул тора НР-90А2 составл ет 50 кг, объем 20 литров.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности вл етс способ
управлени ГТД, реализованный в резервном ГМР электронной САУ, заключающийс в
том, что при отказе ЭР перевод т управление на резервный ГМР, в камеру сгорани (КС)
ГТД подают посто нный расход топлива, лопатки входного направл ющего аппарата (ВНА)
компрессора устанавливают в положение, обеспечивающее минимальный расход воздуха
через двигатель [2]. Величина расхода топлива соответствует определенному режиму
работы двигател , например, дл двигател ПС-90А2 это 660 кг/час, положение лопаток
ВНА - минус 45 градусов.
Недостатком этого способа вл етс следующее.
Высота и скорость полета самолета измен ютс в большом диапазоне (дл пассажирских самолетов класса Ту-204 и Ил-96-300 высота полета измен етс от земли до
11 км, скорость - от 0 до 950 км/час). Из-за этого при разных высоте и скорости
полета одному и тому же расходу топлива в КС будут соответствовать разные расходы
воздуха через двигатель и, как следствие, разные режимы работы газогенератора (ГГ).
Так, например, дл двигател ПС-90А2 при высоте полета 500 м и скорости 350 км/час
величина расхода топлива 660 кг/час соответствует частоте вращени ротора ГГ на
режиме ПМГ, а на высоте 11 км при таком расходе топлива частота вращени ротора ГГ
будет выше предельно допустимой.
Это приводит к снижению надежности работы ГТД и, как следствие, снижению
безопасности полета летательного аппарата (ЛА).
Целью изобретени вл етс повышение качества работы САУ и, как следствие,
повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
Поставленна цель достигаетс тем, что дополнительно формируют заданное значение
частоты вращени ротора ГГ, посто нное дл данного двигател , измер ют фактическую
частоту вращени ротора ГГ, сравнивают заданную и фактическую частоты вращени ГГ и
по величине рассогласовани измен ют положение лопаток ВНА до тех пор, пока
фактическа частота вращени ГГ не станет равной заданной.
На чертеже представлена схема устройства, реализующа за вл емый способ.
Устройство содержит последовательно соединенные первый блок 1 датчиков (БД), ЭР 2,
Страница: 4
DE
RU 2 334 888 C2
5
10
15
20
25
30
35
40
45
селектор 3 «электроника - гидромеханика», дозатор топлива 4 (ДТ), причем управл емый
вход селектора 3 подключен к выходу блока 5 встроенного контрол (БВК),
последовательно соединенные второй БД 6, ГМР 7, выход которого подключен к селектору
3, сумматор 8, первый вход которого подключен к выходу селектора 3, второй - к выходу
БД 6, а выход - к регул тору 9 положени гидроцилиндра 10 привода лопаток ВНА,
гидроцилиндр 10 подключен к выходам селектора 3 и регул тора 9.
Устройство работает следующим образом. ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по
известным зависимост м (см., например, [3]) формирует управл ющие воздействи на ДТ 4
и гидроцилиндр ВНА, которые осуществл ют требуемые изменени расхода топлива в КС и
положени лопаток ВНА.
Работоспособность ЭР 2 оцениваетс БВК 5 по известным принципам (см., например, [4]
).
При исправном ЭР 2 селектор 3 находитс в положении «электроника» и пропускает на
ДТ 4 и гидроцилиндр ВНА управл ющие команды ЭР 2.
При отказе ЭР 2, обнаруженном БВК 5, по команде БВК 5 селектор 3 перекладываетс в
положение «гидромеханика». При этом:
- с ДТ 4 снимаетс управл ющий сигнал ЭР 2 и подаетс управл ющий сигнал ГМР 7,
устанавливающий ДТ 4 в положение посто нного расхода, величина которого
определ етс в процессе сдаточных испытаний двигател ;
- с гидроцилиндра 10 снимаетс управл ющий сигнал ЭР 2.
После этого управление гидроцилиндром 10 осуществл етс следующим образом.
На первый вход сумматора 8 через селектор 3 подаетс заданное значение частоты
вращени ГТ, сформированное ГМР 7. На второй вход сумматора 8 из БД 6 подаетс фактическое значение частоты вращени ГГ. Величина рассогласовани подаетс на вход
регул тора 9. На выходе регул тора 9 формируетс управл ющее воздействие на
гидроцилиндр 10, который устанавливает лопатки ВНА в положение, обеспечивающее
расход воздуха через двигатель, который в сочетании с заданным посто нным расходом
топлива обеспечивает поддержание заданной частоты вращени ГГ.
Таким образом, обеспечиваетс нормальна работа ГТД при управлении от ГМР на всех
высотах и скорост х полета самолета, т.е. обеспечиваетс повышение качества работы
САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
Источники информации
1. Шев ков А.А. Теори автоматического управлени силовыми установками
летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1976 г.
2. «Сборник аннотаций изобретений», сери ВРД, ЦИАМ, выпуск №14, 1982 г.
3. Шл хтенко С.М. Теори авиационных ВРД. М., Машиностроение, 1974 г.
4. Васильев В.И. Автоматический контроль и диагностика систем управлени силовыми
установками летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1989 г.
Формула изобретени Способ управлени газотурбинным двигателем (ГТД), заключающийс в том, что при
отказе электронного регул тора перевод т управление на резервный гидромеханический
регул тор, при этом в камеру сгорани ГТД подают посто нный расход топлива, величина
которого определ етс в процессе сдаточных испытаний двигател , отличающийс тем,
что дополнительно формируют заданное значение частоты вращени ротора
газогенератора (ГГ), посто нное дл данного двигател , измер ют фактическую частоту
вращени ротора ГГ, сравнивают заданную и фактическую частоты вращени ГГ и по
величине рассогласовани измен ют положение лопаток ВНА до тех пор, пока фактическа частота вращени ГГ не станет равной заданной.
50
Страница: 5
CL
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
106 Кб
Теги
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа