Устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя

Устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя

Реферат

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к устройствам управления маслосистемой авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя для обеспечения эффективного охлаждения его элементов маслом. Изобретение также может быть использовано в транспортных газотурбинных установках морского и наземного применения и в газотурбинных приводах для энергетики и магистральных газопроводов.

Известна маслосистема авиационного газотурбинного двигателя, содержащая масляный бак, топливомасляный теплообменник, предназначенный для охлаждения масла, которое смазывает и охлаждает элементы двигателя, перепускной клапан, маслонасосы, маслофильтры, трубопроводы для подвода и отвода масла между элементами маслосистемы и двигателя, датчики и сигнализаторы для индикации параметров маслосистемы в кабине экипажа [1].

В известной маслосистеме используется циркуляционная схема смазки, в которой все масляные полости являются замкнутыми и масло для смазывания и охлаждения деталей двигателя используется многократно после откачки, отделения воздуха, очистки и охлаждения в теплообменнике. В случае засорения масляной полости теплообменника продуктами износа поверхностей трения двигателя происходит повышение гидравлического сопротивления масляной полости, включается перепускной клапан, обеспечивая перетекание масла в маслосистему, минуя теплообменник. Таким образом, при отсутствии засорения (исправной работе двигателя) подача масла в охлаждающую полость теплообменника осуществляется постоянно и независимо от режима работы двигателя. Эта особенность - постоянная подача масла в теплообменник, независимо от режима работы для ряда типов двигателей является недостатком.

Наиболее близким к заявляемому устройству является маслосистема авиационного двигателя ПС-90А, включающая топливомасляный теплообменник, клапан перепуска масла, датчик температуры масла, используемый в системе диагностики и датчик частоты вращения ротора высокого давления n_вд, используемый в системе управления [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является высокий уровень разогрева масла в опорах и низкая величина расхода топлива в камеру сгорания двигателя, в результате чего, для условий работы двигателя на малом газе, вследствие теплоотдачи от нагретых деталей двигателя и из-за своего малого потребного количества, топливо в трубопроводах нагревается до температур выше допустимых как для топлив, так и для агрегатов. Таким образом, на низких режимах работы двигателя в известной маслосистеме охлаждение масла топливом недостаточно. Кроме того, повышенная температура масла на входе в подшипник может привести к перегреву подшипника, и как следствие, к снижению его срока службы, а в ряде случаев к заклиниванию и отказу двигателя в полете.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя путем поддержания заданного теплового состояния маслосистемы в более широком диапазоне эксплуатационных режимов двигателя за счет повышения качества (точности) регулирования температурного состояния масла на основе прямых измерений температур масла, топлива и параметра полета самолета с одновременным повышением экономичности двигателя.

Сущность технического решения заключается в том, что устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя, включающее топливомасляный теплообменник, клапан перепуска масла, датчик температуры масла, датчик частоты вращения ротора высокого давления n_вд, согласно изобретению, дополнительно содержит заслонку отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник из наружного контура двигателя, датчик температуры топлива, датчик параметра внешних условий полета, первое, второе, третье и четвертое пороговые устройства, при этом выход датчика частоты вращения ротора высокого давления n_вд соединен с входом первого порогового устройства, выход датчика температуры масла соединен с входом второго порогового устройства, выход датчика температуры топлива соединен с входом третьего порогового устройства, выход датчика параметра внешних условий полета соединен с входом четвертого порогового устройства, при этом выход первого, второго и третьего пороговых устройств подключены на вход логического блока «ИЛИ», а выходы второго, третьего и четвертого пороговых устройств подключены на вход логического блока «И», при этом выход логического блока «ИЛИ» подключен к клапану перепуска масла, а выход логического блока «И» подключен к заслонке отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник. В качестве параметра внешних условий полета используется высота полета самолета. В качестве параметра внешних условий полета используется давление воздуха на входе в двигатель.

Использование предлагаемого изобретения обеспечивает оптимальные условия работы двигателя путем включения/выключения клапана перепуска масла и заслонки отбора воздуха в функционально-логической последовательности, что обеспечивает поддержание температуры масла в диапазоне, обеспечивающем максимальный отвод тепла и сохранение эффективной смазки, а также ограничение предельной температуры топлива, что в целом повышает надежность и экономичность двигателя.

На чертеже представлена схема заявляемого устройства.

Блок 1 - датчик частоты вращения ротора высокого давления n_вд.

Блок 2 - датчик температуры масла Т_м.

Блок 3 - датчик температуры топлива Т_топл.

Блок 4 - датчик параметра внешних условий полета самолета.

Блок 5 - первое пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной частоты вращения n_вд с соответствующим пороговым значением n_вд ^порог. Величина n_вд ^порог соответствует такому режиму работы двигателя, при котором с ростом n_вд температура топлива всегда ниже температуры масла. Величина n_вд ^порог - величина постоянная и для каждого типа двигателя имеет свое фиксированное значение (например, для двигателя типа ПС-90А значение n_вд ^порог≈80%). При n_вд>n_вд ^порог на выходе блока 5 формируется логический сигнал, перепускной клапан отключается и осуществляется подача масла в топливомасляный теплообменник.

Блок 6 - второе пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной температуры масла Т_м с соответствующим пороговым значением Т_м ^порог величина Т_м ^порог соответствует такой температуре масла, выше которой возможен перегрев и нарушение условий штатной работы подшипников. При Т_м>Т_м ^порог на выходе второго порогового устройства формируется логический сигнал.

Блок 7 - третье пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение измеренной температуры топлива Т_топл с соответствующим пороговым значением Т_топл ^порог. Величина Т_топл ^порог соответствует такой температуре топлива, выше которой возможен перегрев в топливной системе двигателя. При Т_топл.<Т_топл ^порог на выходе третьего порогового устройства формируется логический сигнал.

Блок 8 - четвертое пороговое устройство, в котором осуществляется сравнение параметра внешних условий полета самолета с соответствующим пороговым значением, при котором не происходит подачи воздуха из наружного контура двигателя в воздухомасляный теплообменник. При превышении параметра внешних условий полета заданного значения на выходе четвертого порогового устройства формируется логический сигнал.

Блок 9 - первый логический блок, работающий по схеме «И», который имеет два входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 6 и 7, и один выход. На выходе блока 9 формируется логический сигнал при одновременном наличии на двух входах блока 9 логических сигналов.

Блок 10 - логический блок, работающий по схеме «ИЛИ», который имеет два входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 5 и 9, и один выход. На выходе блока 10 формируется логический сигнал при наличии на любом из входов блока 10 хотя бы одного логического сигнала. Сформированный на выходе блока 10 логический сигнал обеспечивает выключение перепускного клапана 12.

Блок 11 - второй логический блок, работающий по схеме «И», который имеет три входа, на которые поступают выходные сигналы с блоков 6, 7 и 8, и один выход. На выходе блока 11 формируется логический сигнал при одновременном наличии на всех его входах логических сигналов. Сформированный на выходе блока 11 логический сигнал обеспечивает закрытие заслонки 16 отбора воздуха и прекращение подачи воздуха в воздухомасляный теплообменник 15.

Блок 12 - клапан перепуска масла. При наличии логического сигнала на выходе блока 10 клапан выключается и обеспечивается подача масла в топливомасляный теплообменник.

Блок 13 - топливомасляный теплообменник.

Блок 14 - обводной канал, по которому масло, минуя теплообменник, перетекает в масляную полость двигателя.

Блок 15 - воздухомасляный теплообменник, воздух в который поступает из наружного контура двигателя при открытом положении заслонки отбора воздуха.

Блок 16 - заслонка отбора воздуха.

Блок 17 - двигатель.

Работа заявляемого устройства осуществляется следующим образом. На неработающем двигателе (n_вд=0%) клапан перепуска масла 12 обеспечивает перепуск масла через обводной канал 14. Заслонка отбора воздуха 16 открыта и обеспечивает прохождение воздуха из наружного контура двигателя в воздухомасляный теплообменник 15, происходит измерение частоты вращения ротора высокого давления n_вд, температуры масла Т_м, температуры топлива Т_топл, параметра внешних условий полета самолета и их сравнение с соответствующими значениями пороговых устройств. В процессе запуска двигателя, его выхода на режим малого газа (для ПС-90А частота вращения ротора высокого давления n_вд на малом газе ≈67%) и по мере увеличения режима летчиком происходит рост параметра n_вд, изменение температуры масла Т_м и температуры топлива Т_топл. Воздух под давлением, создаваемым вентилятором двигателя, поступает из наружного контура в воздухомасляный теплообменник 15. При достижении n_вд своего порогового значения или одновременном наличии своих пороговых значений параметрам Т_м, Т_топл на выходе блока 10 формируется логический сигнал. Сформированный на выходе блока 10 логический сигнал обеспечивает отключение клапана перепуска масла 12 и масло поступает в топливомасляный теплообменник 13, где происходит его охлаждение топливом. После осуществления взлета и по мере набора высоты параметр внешних условий полета достигает своего порогового значения, и если одновременно температура масла Т_м, температура топлива Т_топл не превышают своих пороговых значений, на выходе блока 11 формируется логический сигнал. В качестве параметра внешних условий работы может служить высота полета самолета Н, давление воздуха на входе в двигатель Р_вх или любой сигнал, свидетельствующий о наличии крейсерского режима полета самолета. Сформированный на выходе блока 11 логический сигнал обеспечивает закрытие заслонки 16, которая прекращает отбор воздуха в воздухомасляный теплообменник 15, что повышает экономичность двигателя на крейсерском режиме полета без ухудшения теплового состояния маслосистемы. На крейсерском режиме полета (М=0,8; Н=9 км) температура масла Т_м или температура топлива Т_топл может увеличиться свыше своих заданных значений. В этом случае на выходе блока 11 логический сигнал снимается, заслонка 16 открывается, что обеспечивает подачу воздуха в воздухомасляный теплообменник 15. На этапе снижения полета параметр внешних условий полета становится ниже своего порогового значения, и независимо от Т_м или Т_топл, логический сигнал с выхода блока 11 снимается, заслонка 16 открывается и воздух из наружного канала двигателя постоянно поступает в воздухомасляный теплообменник 15 (до окончания полета). По мере уменьшения летчиком режима работы двигателя происходит снижение параметров n_вд, температуры масла Т_м, температуры топлива Т_топл. При достижении n_вд значения ниже n_вд ^порог или одновременном достижении параметров Т_м, Т_топл своих пороговых значений на выходе 11 логический сигнал снимается. В результате обеспечивается включение перепускного клапана 11, и масло поступает в масляную систему двигателя через обводной канал 14.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов и др. «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», М., Машиностроение, 1989 г, стр.524-528.

2. В.А.Пивоваров, «Авиационный двигатель ПС-90А», М., 1989 г., стр.32, 33, 40, рис.3.1 - прототип.

1. Устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя, включающее топливомасляный теплообменник, клапан перепуска масла, датчик температуры масла, датчик частоты вращения ротора высокого давления n_вд, отличающееся тем, что устройство дополнительно содержит заслонку отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник из наружного контура двигателя, датчик температуры топлива, датчик параметра внешних условий полета, первое, второе, третье и четвертое пороговые устройства, при этом выход датчика частоты вращения ротора высокого давления n_вд соединен с входом первого порогового устройства, выход датчика температуры масла соединен с входом второго порогового устройства, выход датчика температуры топлива соединен с входом третьего порогового устройства, выход датчика параметра внешних условий полета соединен с входом четвертого порогового устройства, при этом выход первого, второго и третьего пороговых устройств подключены на вход логического блока «ИЛИ», а выходы второго, третьего и четвертого пороговых устройств подключены на вход логического блока «И», при этом выход логического блока «ИЛИ» подключен к клапану перепуска масла, а выход логического блока «И» подключен к заслонке отбора воздуха, поступающего в воздухомасляный теплообменник.

2. Устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя по п.1, отличающееся тем, что в качестве параметра внешних условий полета используют высоту полета самолета.

3. Устройство управления маслосистемой газотурбинного двигателя по п.1, отличающееся тем, что в качестве параметра внешних условий полета используют давление воздуха на входе в двигатель.