Технические науки/9. Авиация и космонавтика

Ор-Рашид Х.М., Салимзянова А.А.

Уфимский государственный авиационный технический университет, Россия

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТЯГОЙ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета (рисунок 1) 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 _РУД, 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 _РУД, 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.

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.

Рисунок 1 – система управления тягой газотурбинного двигателя самолета

На сегодняшний день известна система управления режимом авиационного ГТД, включающая РУД, датчик _РУД (синусно-косинусный вращающийся трансформатор), размещенный непосредственно на рычаге управления двигателем, электронный регулятор, который в зависимости от выходного сигнала датчика _РУД формирует управляющее воздействие для обеспечения заданного уровня тяги.

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 _РУД, 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 _РУД приводят к необходимости выключения двигателя, что снижает эксплуатационную безопасность полета.

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 _РУД, 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 _РУД.

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».

Таким образом, 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, 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 _РУД, и выполнен с возможностью формирования управляющего воздействия на топливный насос-регулятор с учетом данных об этапе полета самолета при отказе датчика положения _РУД.

Разработана система, отличающаяся тем, что электронный регулятор выполнен в виде электронной цифровой вычислительной машины с основным и дополнительным каналами и размещением на двигателе самолета, а также тем, что данными о этапах полета служат по меньшей мере сигналы «Взлет», «Набор высоты», «Крейсерский режим работы».