RU2500910C2 - Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель - Google Patents
Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, 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. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА за счет введения резервирования ненадежных элементов в тракте подачи топлива к КС. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).
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.
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.
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.
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:
- отказы САУ, приводящие к нелокализованному разрушению двигателя, не допускаются.
- средняя наработка на отказ САУ, приводящий к выключению двигателя, должна составлять не менее 1500000 часов.
- вероятность отказа САУ, приводящего к неуправляемому превышению тяги двигателя (к опасным последствиям), не более 0,7×10-8 на один час полета.
- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности выключения двигателя в полете, должна быть не более 0,5×10-8 на один час полета.
- вероятность отказа САУ, приводящего к невозможности управления режимом двигателя, должна быть не более 6,7×10-7 на один час полета.
Снижение надежности обусловлено следующими факторами.
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.
Т.о. предъявляемые к современным САУ ГТД требованиям не выполняются, что снижает надежность работы двигателя и безопасность ЛА.
Целью изобретения является повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.
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.
На чертеже представлена схема заявляемого устройства.
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.
Устройство работает следующим образом.
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.
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).
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.
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.
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.
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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011154635/06A RU2500910C2 (ru) | 2011-12-30 | 2011-12-30 | Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011154635/06A RU2500910C2 (ru) | 2011-12-30 | 2011-12-30 | Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011154635A RU2011154635A (ru) | 2013-07-10 |
RU2500910C2 true RU2500910C2 (ru) | 2013-12-10 |
Family
ID=48787495
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011154635/06A RU2500910C2 (ru) | 2011-12-30 | 2011-12-30 | Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2500910C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2810867C1 (ru) * | 2023-08-03 | 2023-12-28 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа компрессора электронной двухканальной системой автоматического управления |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2156169A1 (ru) * | 1971-10-05 | 1973-05-25 | Lucas Aerospace Ltd | |
RU2006632C1 (ru) * | 1991-06-27 | 1994-01-30 | Научно-производственное предприятие "Эга" | Командное устройство системы регулирования газотурбинного двигателя |
RU2029122C1 (ru) * | 1992-08-12 | 1995-02-20 | Научно-производственное предприятие "Эга" | Устройство для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя |
WO2002101218A1 (en) * | 2001-06-08 | 2002-12-19 | Honeywell International Inc. | Rapid shutdown and ecology system for engine fuel control systems |
RU2285816C2 (ru) * | 2004-10-13 | 2006-10-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Устройство для управления газотурбинным двигателем |
RU2289707C2 (ru) * | 2005-03-03 | 2006-12-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Устройство для управления гидроусилителем |
-
2011
- 2011-12-30 RU RU2011154635/06A patent/RU2500910C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2156169A1 (ru) * | 1971-10-05 | 1973-05-25 | Lucas Aerospace Ltd | |
RU2006632C1 (ru) * | 1991-06-27 | 1994-01-30 | Научно-производственное предприятие "Эга" | Командное устройство системы регулирования газотурбинного двигателя |
RU2029122C1 (ru) * | 1992-08-12 | 1995-02-20 | Научно-производственное предприятие "Эга" | Устройство для автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя |
WO2002101218A1 (en) * | 2001-06-08 | 2002-12-19 | Honeywell International Inc. | Rapid shutdown and ecology system for engine fuel control systems |
RU2285816C2 (ru) * | 2004-10-13 | 2006-10-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Устройство для управления газотурбинным двигателем |
RU2289707C2 (ru) * | 2005-03-03 | 2006-12-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Устройство для управления гидроусилителем |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2810867C1 (ru) * | 2023-08-03 | 2023-12-28 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа компрессора электронной двухканальной системой автоматического управления |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011154635A (ru) | 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 | |
EP3040277B1 (en) | Fuel supply apparatus for aircraft engine | |
US7895819B2 (en) | Assistance and emergency backup for the electrical drive of a fuel pump in a turbine engine | |
EP2964945B1 (en) | Multi-engine aircraft with power booster system | |
EP2138688A2 (en) | A fuel control arrangement | |
US9068509B2 (en) | Gas turbine engine fuel control thrust control override system | |
JP2016503861A (ja) | 複式ポンプ/複式バイパス燃料ポンプシステム | |
US20100135799A1 (en) | Blade pitch control system | |
EP3118437B1 (en) | Gas turbine engine fuel scheduling | |
CN104349977A (zh) | 航空器燃料供应*** | |
US20160084272A1 (en) | Pump authority switching apparatus for a fluid distribution system | |
CN105189982A (zh) | 阻止燃料调节故障 | |
RU2500910C2 (ru) | Устройство для управления раходом топлива в газотурбинный двигатель | |
US20090094974A1 (en) | Fuel feed circuit for an aircraft engine | |
RU2622683C1 (ru) | Система топливопитания газотурбинного двигателя | |
RU2488706C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем | |
RU2289708C2 (ru) | Устройство для управления газотурбинным двигателем | |
RU2387856C2 (ru) | Способ контроля системы управления газотурбинным двигателем | |
RU122705U1 (ru) | Система подачи топлива в газотурбинный двигатель | |
RU2648479C1 (ru) | Система автоматического управления авиационного газотурбинного двигателя | |
US11976599B1 (en) | Pumps with backup capability | |
RU2432476C2 (ru) | Способ контроля электронно-гидромеханической системы управления газотурбинным двигателем |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |