Система управління двигуновою установкою літального апарата

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к системам управления двигательными установками летательных аппаратов. Известна система управления силовой установкой самолета АН-124, принятая за прототип, содержащая рычаги управления двигателями с электрическим приводом исполнительного, механизма автомата тяги, обеспечивающим перемещение рычагов управления двигателями от автопилота при автоматическом управлении самолетом, тросовую проводку, обеспечивающую связь управления двигателей с краном топливного агрегата двигателя, электронную систему управления двигателем для ограничения температуры выходящи х газов и оборотов роторов двигателя, являющихся функцией угла отклонения рычага управления двигателем. Указанная система, помимо возможности автоматического управления тягой имеет также высокий уровень надежности ввиду наличия электронной системы управления расходом топлива на режимах ограничения по температуре и оборотам. К недостаткам ее относятся: возможность заклинивания или разрушения тросовой проводки, что приводит к невозможности Изменения режима работы двигателя; нелинейность и погрешность установки режима вследствие люфтов в тросовой проводке; невозможность оптимизировать режим работы двигателя по минимальному расходу топлива при изменениях внешних условий (например, при наборе высоты и снижении летательного аппарата) и, как результат, перерасход топлива, преждевременная выработка ресурса двигателя за счет увеличенных режимов его работы. Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в том, чтобы создать такую систему управления двигательной установкой летательного аппарата, в которой установка новых блока расчета командной тяги, переключателя, первого и второго модулей сравнения, датчика винтовой тяги, блока расчета реактивной тяги, сумматора, электрического привода крана топливного агрегата и тумблера резервного управления позволила бы улучшить эксплуатационные характеристики за счет обеспечения оптимальных режимов работы двигателя. Поставленная техническая задача в системе управления двигательной установкой летательного аппарата, содержащей рычаг управления двигателем, кинематически соединенный с электрическим приводом и датчиком угла отклонения рычага управления двигателем, механизм подачи топлива, кран топливного агрегата, блок аэродинамических данных, блок расчета требуемой тяги, выход которого соединен с делителем, решена тем, что система дополнительно снабжена блоком расчета командной тяги, переключателем, первым и вторым модулями сравнения, датчиком винтовой тяги, блоком расчета реактивной тяги, сумматором, электрическим приводом крана топливного агрегата и тумблером резервного управления, при этом выход датчика угла отклонения рычага управления двигателем соединен с первым входом блока расчета командной тяги, второй вход которого соединен с выходом блока аэродинамических данных, а выход соединен со вторым входом второго модуля сравнения непосредственно, а через размыкающие контакты переключателя с первыми входами первого и второго модулей сравнения, которые одновременно соединены через замыкающие контакты переключателя с выходом делителя, второй вход первого модуля сравнения соединен с выходом сумматора, входы которого соединены соответственно с выходом датчика винтовой тяги и с выходом блока расчета реактивной тяги, выход первого модуля сравнения соединен со входом механизма подачи топлива и с первым входом электрического привода крана топливного агрегата, второй вход которого соединен с выходом тумблера резервного управления, а выход кинематически соединен с краном топливного агрегата. На чертеже представлена структурная схема системы управления двигательной установкой. В систему входят рычаг управления двигателем 1 с электрическим приводом 2, датчик угла отклонения рычага управления двигателем 3, механизм подачи топлива 4, кран топливного агрегата 5, блок аэродинамических данных б, блок расчета требуемой тяги 7, делитель 8, блок расчета командной тяги 9, переключатель 10, первый 11 и второй 12 модули сравнения, датчик винтовой тяги 13, блок расчета реактивной тяги 14, сумматор 15, электрический привод 16 топливного агрегата, тумблер резервного управления 17. Система работает следующим образом. Отклонение рычага управления двигателем 1 воспринимается датчиком угла отклонения рычага управления двигателем (a руд) 3 и поступает на первый вход блока расчета командной тяги 9, на второй вход которого поступает информация о высоте полета (Н) и числе Μ полета из блока аэродинамических данных 6. В блоке 9 по заложенной в нем зависимости Рпр = f(a руд) для условий Н=0 и М=0 рассчитывается значение тяги РПр (тяга приведенная к нулевым внешним условиям), которое для получения командной тяги Рк умножается на коэффициент, являющийся функцией Η и М. Рассчитанное в блоке 9 командное значение тяги при ручном режиме управления тягой двигателя Рк (положение переключателя 10 соответствует изображенному на чертеже) через размыкающие контакты переключателя 10 поступает в качестве заданной тяги Рз на первый вход первого модуля сравнения 11, на второй вход которого поступает с выхода сумматора 15 значение действующей тяги двигателя. Действующая тяга складывается из винтовой тяги, поступающей от датчика 13 винтовой тяги, и реактивной тяги, вырабатываемой в блоке 14 расчета реактивной тяги по заложенной в нем зависимости реактивной тяги от суммарной степени повышения давления в компрессоре двигателя (отношения давления на выходе компрессора к давлению на входе). Рассогласование между заданной и действующей тягами с выхода модуля сравнения 11 поступает в механизм подачи топлива 4 основного контура управления и одновременно на первый вход электрического привода 16 крана топливного агрегата 5 резервного контура управления двигателем, согласуя его положение с положением механизма подачи топлива 4 основного контура двигателя. В случае отказа основного контура управления необходимое для работы двигателя количество топлива обеспечивается подачей соответствующей полярности напряжения на второй вход электрического привода 16 крана топливного агрегата 5 от тумблера резервного управления 17. В автоматическом режиме управления тягой двигателя (второе положение переключающего устройства 5) на первый вход первого модуля сравнения 11 в качестве заданной тяги через замыкающие контакты переключателя 10 поступает требуемая тяга от делителя 8, на вход которого поступает суммарная требуемая тяга РТр, рассчитанная в блоке расчета требуемой тяги 7 в соответствии с зависимостью Ртр = Рд + К 1(Vзад - VTec)+К 2 · VTeK, где Vт ек - текущая скорость самолета, Vзад -заданная скорость самолета, Рд - действующая суммарная тяга двигателей, при которой достигнута скорость \/тек , Κ1, К2 -коэффициенты. В делителе 11 суммарная требуемая тяга двигателей делится на число работающих двигателей. Отработка заданной тяги в автоматическом режиме происходит аналогично автоматическому режиму. На второй модуль сравнения 12 поступает заданная тяга Р3 с выхода переключателя 10 (на первый вход) и командная тяга Ρз к непосредственно из блока расчета командной тяги 9 (на второй вход). При ручном режиме управления тягой Р3 = Рк и сигнал рассогласования на выходе второго модуля сравнения 12 отсутствует. При автоматическом режиме управления тягой, так как Рз = Ртр. а Рк определяется положением рычага 1 управления двигате4-лем, на выходе второго модуля сравнения 12 появится сигнал рассогласования, который поступает на вход электрического привода 2, перемещающего рычаг управления двигателем 1 до согласования командной тяги с требуемой. Благодаря этому при переключении управления тягой двигателя с автоматического режима на ручной не будет резкого изменения режима работы двигателя.