Login| Sign Up| Help| Contact|

Patent Searching and Data


Title:
METHOD FOR CONTROLLING AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE IN TAKEOFF MODE DURING FIRE
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2017/074227
Kind Code:
A1
Abstract:
The invention relates to aircraft gas turbine engines, and specifically to methods for controlling the draft of a gas turbine engine during a fire in an engine nacelle at aircraft takeoff. Controlling the sending of a "Decision Speed" signal, measuring a Tn parameter characterizing the temperature state in the nacelle of an engine, and comparing same to a value given in formula I. When a "Fire in Nacelle" signal is present and certain criteria are simultaneously satisfied, fuel consumption is decreased to a rate corresponding to an engine flight-idle mode. Moreover, when the given criteria remain satisfied, fuel supply to the combustion chamber is completely shut-off within 1-3 seconds. When the "Fire in Nacelle" signal ends, the setting of the engine operating mode also ends. The invention allows for enhancing flight safety during aircraft takeoff.

Inventors:
SAVENKOV YURIY SEMENOVICH (RU)
SAZHENKOV ALEKSEI NIKOLAEVICH (RU)
TITOV YURIY KONSTANTINOVICH (RU)
Application Number:
PCT/RU2016/000732
Publication Date:
May 04, 2017
Filing Date:
October 26, 2016
Export Citation:
Click for automatic bibliography generation   Help
Assignee:
JOINT-STOCK COMPANY UNITED ENGINE CORP (JSC UEC ) (RU)
International Classes:
F02C9/28
Foreign References:
RU2497001C12013-10-27
RU2514463C12014-04-27
US7406820B22008-08-05
Attorney, Agent or Firm:
ZHAMOIDIK, Kirill Mikhailovich (RU)
Download PDF:
Claims:
Формула изобретения

1. Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающий измерение положения рычага управления двигателем аРУД , температуры Т*х и давления Рв*х воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора пв, частоты вращения турбокомпрессора пвд, формирование заданного значения частоты вращения ПРОГ , сравнение его с измеренным значением пв, контроль расхода топлива GT в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», отличающийся тем, что дополнительно контролируют поступление сигнала «V I . Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение ^ ?г температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Тм/Г , при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI . Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора пв, используя его в качестве заданного значения Пв РОГ для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Тм/г > Т^ 3 г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия Тм/Г > Т" г в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра Тм г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

4. Способ по п.1 , отличающийся тем, что в качестве параметра Тм/Г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Description:
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ НА ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ ПРИ ПОЖАРЕ

Область техники

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.

Предшествующий уровень техники

Известен способ управления тягой авиационного газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение положения рычага управления двигателем аруд , температуры Т * х и давления Р в * х воздуха на входе в двигатель, оценку состояния системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, измерение частоты вращения турбокомпрессора (ротора высокого давления) η ΒΛ формирование заданного значения частоты вращения Пвд ОГ на основе заранее установленной функциональной зависимости типа = (Яруд,Твх; Рв , отборы), сравнение программного значения nJ or с измеренным значением п вд и изменение расхода топлива GT В камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования Δ= Пвд ОГ - п вд . («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007г., стр. 190-191).

Недостатком известного способа является то, что в случае возникновения пожара имеется риск появления неконтролируемых отказов датчиков двигателя или их линий связи, расположенных непосредственно в зоне возможного очага возгорания. Как следствие, это может привести к ложным измерениям двигательных параметров с последующим самопроизвольным изменением тяги двигателя на взлетном режиме, что может оказать влияние на безопасность полета. Наиболее близким к данному изобретению является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что предусматривают измерение положения рычага управления двигателем аруд температуры Т * х и давления Р в * х воздуха на входе в двигатель, оценивают состояние системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, также измеряют частоту вращения вентилятора п В; формируют заданное значение частоты вращения Пв Р0Г на основе заранее установленной функциональной зависимости Пв Р0Г = Твх» Рвх, б°Р ы ) > сравнивают программное значение njj 1 рог с измеренным значением п в и через дозатор топлива изменяют расход топлива GT В камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования Δ= Пв Р0Г — п в . При этом, при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого самолетной противопожарной системой, фиксируют (запоминают) текущее значение частоты вращения вентилятора п в и используют его в качестве заданного значения ηΒ Ρ0 Γ в течение наперед заданного времени (~ 5 минут), по истечении которого прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель (патент RUN*? 2497001, F02C 9/26, опубл. 27.10.2013).

Недостатками известного способа являются:

1. Имеется риск возникновения ложного сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлете, например, из-за переменного контакта в электропроводке датчиков сигнализации о пожаре или сбоев в вычислителе самолетной противопожарной системы. Подобная ситуация может привести к необоснованной стабилизации режима двигателя и, фактически, к неуправляемости двигателя экипажем, дальнейшей необходимости останова исправного ГТД, что негативно влияет на безопасность полетов. 2. Наличие стабилизации режима двигателя в течение ~ 5 минут после возникновения пожара может привести к ещё более худшим последствиям, чем снижение тяги двигателя. Так, длительное сохранение максимальной подачи топлива в двигатель (на уровне 7 - 10 тонн в час) в условиях пожара в сочетании с возможными развитиями отказов в самолетной системе топливоподачи или в двигательных трубопроводных коммуникациях может привести к резкому увеличению зоны пожара, обильному факелению и перебросу пламени на элементы самолета. Например, подобно катастрофе, произошедшей за время < 2 мин. с пассажирским самолетом «Конкорд» 25.07.2000г. В таких ситуациях для обеспечения безопасности полета требуется оперативное прекращение подачи топлива.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении безопасности полета на взлете самолета.

Раскрытие изобретения

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающем измерение положения рычага управления двигателем РУД , температуры Т * вх и давления Р в * х воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора п в , частоты вращения турбокомпрессора п вд , формирование заданного значения частоты вращения Пв Р0Г , сравнение его с измеренным значением п в , контроль расхода топлива GT в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», согласно изобретению, дополнительно контролируют поступление сигнала «VI . Скорость принятия решения», измеряют параметр Т м/Г , характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение Т" Г температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Т м/г , при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI . Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора п в , используя его в качестве заданного значения п рог для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Т м/г > Т[] ? г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия Т м/Г > ^ Г в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.

При этом в качестве параметра Т м/Г , характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

В качестве параметра Т м/Г , характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.

Наличие и контроль при взлете самолета сигнала «VI . Скорость принятия решения» одновременно с сигналом «Пожар в мотогондоле» исключает ложные срабатывания стабилизации режима двигателя при разбеге на взлетно-посадочной полосе, что повышает безопасность полета. Превышение температуры Т м/г в мотогондоле двигателя над заданным значением температуры Т м/г прог , т.е. Т м/г м/г прог и наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» также исключают ложные срабатывания о пожарной ситуации, что позволяет в течение 1-3 секунд прекратить подачу топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым повысить безопасность полета.

На чертеже представлена схема устройства для реализации заявленного способа.

Осуществление изобретения

Устройство содержит последовательно соединённые блок 1 датчиков параметров ГТД, датчик 2 температуры Т м , характеризующий температурное состояние в мотогондоле, электронный регулятор 3 двигателя, дозатор 4 топлива в камеру сгорания ГТД, клапан 5 останова.

Электронный регулятор 3 на современных газотурбинных двигателях представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, в т.ч. по управлению расходом топлива GT в камеру сгорания, а также устройствами сопряжения с системами самолета, включая противопожарную систему и систему воздушных сигналов.

Из противопожарной системы в электронный регулятор 3 может поступать сигнал «Пожар в мотогондоле». Из системы воздушных сигналов в электронный регулятор 3 поступает сигнал «VI . Скорость принятия решения».

Скорость принятия решения VI - это скорость разбега самолета, до которой взлет может быть безопасно прекращен и самолёт остановится в пределах взлетно-посадочной полосы. В случае, если отказ произошёл на скорости, большей VI, необходимо продолжить взлёт. Большинство типов самолётов гражданской авиации с несколькими двигателями сконструированы так, что, даже если на взлёте откажет один из двигателей, суммарной тяги остальных хватит на то, чтобы продолжить разбег до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолёт.

Электронный регулятор 3 двигателя размещают непосредственно на двигателе, а именно на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы.

Электронный регулятор 3 содержит запоминающее устройство, в котором записано программное обеспечение, реализующее алгоритмы управления ГТД.

Заявленный способ осуществляется следующим образом.

Электронным регулятором 3 с помощью блока 1 датчиков измеряют положение рычага управления двигателем аруд, частоту вращения вентилятора п в , частоту вращения турбокомпрессора п вд , температуру Т * х и давление Р в * х воздуха на входе в двигатель, контролируют другие параметры двигателя, в т.ч. число Маха полета. Одновременно электронным регулятором 3 контролируют прохождение из самолетных систем дискретных сигналов - «Стояночный тормоз отключен», «Пожар в мотогондоле» и дополнительно - «VI . Скорость принятия решения»,

формируют управляющие воздействия в механизацию компрессора ГТД и регулируют расход топлива Стт в камеру сгорания для поддержания требуемого уровня тяги по программе пП рог = («РУД,, х , Р х, отборы),

- формируют признак взлетного режима по наличию следующих условий: рычаг управления двигателем (РУД) находится на площадке взлетного режима, наличие сигнала «Стояночный тормоз отключен», частота вращения вентилятора соответствует взлетному режиму.

Электронный регулятор 3 с помощью блока 2 также дополнительно постоянно измеряет параметр температуры в мотогондоле двигателя Т м г и сравнивает его с заданным значением температуры в мотогондоле т ТП„Р/|ОгГ .

На взлетном режиме, в процессе разбега по взлетно - посадочной полосе в электронный регулятор 3 поступает сигнал «VI . Скорость принятия решения». Далее, в случае поступления в электронный регулятор 3 сигнала «Пожар в мотогондоле» из самолетной противопожарной системы и ранее сформированном признаке режима взлета самолета, электронный регулятор 3 фиксирует (запоминает) значение п в и использует его в качестве заданного (программного) значения Пв РОГ . Таким образом стабильно поддерживается расход топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяга взлетного режима, в т.ч. при ложных измерениях двигательных параметров, вызванных пожаром.

Дополнительно, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» и величине температуры Т м/Г > Т^ г электронный регулятор 3 формирует сигнал в дозатор 4 топлива на снижение расхода топлива, соответствующего режиму полетного малого газа двигателя.

При сохранении условий (наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» и Т м г в течение Δτ = 1-3 секунд электронный регулятор 3 формирует команду на прекращение подачи топлива в камеру сгорания полностью (GT=0), т.е. включает клапан 5 останова.

После прекращения подачи топлива в двигатель и в процессе снижения режима дальнейшее управление механизацией компрессора (входной направляющий аппарат, клапана перепуска воздуха) осуществляют по штатным программам управления, например, в зависимости от п вд для исправного состояния двигателя.

Необходимо отметить, что зона действия заявленного способа управления тягой газотурбинного двигателя ограничивается только условиями взлетного режима. Так, например, после снятия РУД с площадки взлетного режима и переводе его на номинальный режим (набор высоты) или при частоте вращения вентилятора ниже взлетного режима, включение режима фиксации не выполняется (блокируется).

Также следует отметить, что в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлетном режиме фиксацию режима работы двигателя прекращают. Такой подход, в отличие от прототипа, позволяет снять возможное фиксирование режима без останова двигателя, в т.ч. при ложном формировании сигнала «Пожар в мотогондоле».

В качестве параметра температуры Т м г может быть взят параметр температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3, размещенного на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы, или параметр температуры воздуха в мотогондоле, измеряемый с помощью отдельного датчика, т.е. вне электронного регулятора 3.

Измерение температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3 может быть осуществлено с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.

Таким образом, повышение безопасности полета на взлете самолета обеспечивается исключением ложных срабатываний стабилизации режима двигателя при разбеге по взлетно-посадочной полосе за счет введения сигнала «VI . Скорость принятия решения» и за счет снятия стабилизации режима двигателя при снятии сигнала «Пожар в мотогондоле». При этом возможное развитие пожароопасной ситуации выполняется оперативным прекращением подачи топлива в камеру сгорания двигателя за 1-3 секунды при наличии подтверждающего сигнала о превышении температуры Т м г .