Testování elektronických regulátorů samohybných plynových turbínových motorů. Motor s plynovou turbínou jako objekt automatického řízení Přehled stávajících systémů automatického řízení motoru s plynovou turbínou

KONVENČNÍ ZKRATKY

AC - automatický systém

AD - letecký motor

VZ - nasávání vzduchu

VNA - vstupní vodicí lopatka

VS - letadlo

VD - vysoký tlak

GDU - plynodynamická stabilita

GTE - motor s plynovou turbínou

DI - dávkovací jehla

HPC - vysokotlaký kompresor

LPC - nízkotlaký kompresor

NA - vodicí lopatka

ND - nízký tlak

Přítlačná páka - páka ovládání motoru

SAU - systém automatické ovládání

SU - elektrárna

TVD - turbovrtulový motor; vysokotlaká turbína

LPT - nízkotlaká turbína

Turboventilátor - dvouokruhový proudový motor

TRDDF - dvouokruhový proudový motor s přídavným spalováním

TO - technická údržba

CPU - centrální procesorová jednotka

ACU - akční člen řídící jednotka - řídící jednotka pohonu

AFDX - formát datové sběrnice

ARINC 429 - formát dat digitální sběrnice

DEC/DECU - digitální elektronická řídicí jednotka - digitální řídicí jednotka motoru

EEC - elektronické řízení motoru - systémová jednotka elektronické ovládání motor; elektronický regulátor

EMU - monitorovací jednotka motoru - řídicí jednotka motoru

EOSU - elektronická jednotka ochrany proti přetáčení - modul ochrany proti přetáčení motoru

ETRAS - elektromechanický systém pohonu obraceče tahu - elektromechanický systém pohonu obraceče tahu

FADEC - digitální elektronické řízení s plnou autoritou - elektronický systém řízení motoru s plnou odpovědností

FCU - palivová řídící jednotka - regulátor dodávky paliva

FMS - sekce měření paliva - měřicí část - jednotka dávkování paliva - zařízení pro dávkování paliva

N1 - nízkotlaké otáčky rotoru

N2 - vysokotlaké otáčky rotoru

ODMS - magnetický senzor oleje-debris - senzor pro detekci kovových částic v oleji

SAV - startovací vzduchový ventil - startovací vzduchový ventil

VMU - vibrační měřicí jednotka - vibrační měřicí zařízení

ÚVOD

Obecné informace o automatických řídicích systémech leteckých motorů s plynovou turbínou

2 Problémy vznikající při provozu systémů automatického řízení motoru typu FADEC

Plynové dynamické okruhy motorů s plynovou turbínou

1 Plynodynamické charakteristiky plynových turbínových motorů

2 Ovládání motoru

Systémy řízení paliva

1 Hlavní regulátor průtoku paliva

2 Schéma zjednodušeného hospodaření s palivem

3 Hydropneumatické systémy řízení paliva, turbovrtulová PT6

4 Systém řízení paliva Bendix DP-L2

5 Elektronický systém programování přívodu paliva

6 Řízení výkonu a programování paliva (CFM56-7B)

7 Systém řízení paliva APU

8 Nastavení systému řízení paliva

Automatický řídicí systém

1 Hlavní část

2 Popis a provoz

3 Systém řízení paliva

4 Systém zobrazení spotřeby paliva

Seznam použité literatury

ÚVOD

Plynové turbínové motory (GTE) se za šedesát let svého vývoje staly hlavním typem motorů pro moderní letadla. civilní letectví. Motory s plynovou turbínou jsou klasickým příkladem složitého zařízení, jehož části pracují v podmínkách dlouhou dobu vysoké teploty a mechanická zatížení. Vysoce účinný a spolehlivý provoz leteckých plynových turbínových elektráren moderních letadel není možný bez použití speciálních automatických řídicích systémů (ACS). Pro zajištění vysoké spolehlivosti a dlouhé životnosti je nesmírně důležité sledovat a řídit provozní parametry motoru. Obrovskou roli proto hraje výběr automatického systému řízení motoru.

V současné době jsou ve světě široce používána letadla, na kterých jsou instalovány motory generace V, vybavené nejnovějšími automatickými řídicími systémy, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechanická samohybná děla byla instalována na letecké motory s plynovou turbínou prvních generací.

Hydromechanické systémy ušly ve vývoji a zdokonalování dlouhou cestu, od nejjednodušších, založených na řízení dodávky paliva do spalovací komory (CC) otevíráním/zavíráním uzavíracího ventilu (ventilu), až po moderní hydroelektronické, v které všechny hlavní regulační funkce provádějí pomocí hydromechanických měřičů -rozhodujících zařízení a pouze k provádění určitých funkcí (omezení teploty plynu, otáček rotoru turbodmychadla atd.) se používají elektronické regulátory. Nyní to však nestačí. Aby byly splněny vysoké požadavky na bezpečnost a efektivitu letu, je nutné vytvořit plně elektronické systémy, ve kterých jsou všechny řídicí funkce vykonávány pomocí elektronické technologie, a výkonné orgány mohou být hydromechanické nebo pneumatické. Taková samohybná děla jsou schopna nejen sledovat velké množství parametrů motoru, ale také sledovat jejich trendy a řídit je, a to podle nainstalované programy, nastavte motor do příslušných provozních režimů, interagujte se systémy letadla k dosažení maximální účinnost. Mezi takové systémy patří samohybné dělo FADEC.

Je seriózní studie návrhu a provozu automatických řídicích systémů pro letecké motory s plynovou turbínou nutná podmínka správné posouzení technického stavu (diagnostiky) řídicích systémů a jejich jednotlivých prvků a také bezpečný provoz automatických řídicích systémů leteckých elektráren s plynovou turbínou obecně.

1. OBECNÉ INFORMACE O SYSTÉMECH AUTOMATICKÉHO ŘÍZENÍ PRO LETECTVÍ GTE

1 Účel systémů automatického řízení

řízení paliva motoru s plynovou turbínou

Samohybné dělo je určeno pro (obr. 1):

ovládání spouštění a vypínání motoru;

ovládání provozního režimu motoru;

zajištění stabilního provozu kompresoru a spalovací komory (CC) motoru v ustáleném a přechodném režimu;

zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru;

zajištění výměny informací se systémy letadla;

integrované řízení motoru jako součást letecké elektrárny na základě příkazů z řídicího systému letadla;

zajištění kontroly provozuschopnosti prvků ACS;

provozní kontrola a diagnostikování stavu motoru (s kombinovaným automatickým řídicím systémem a řídicím systémem);

příprava a dodání informací o stavu motoru do registračního systému.

Poskytování kontroly nad startováním a vypínáním motoru. Při spuštění plní samohybná pistole následující funkce:

řídí přívod paliva do kompresorové stanice, rozváděcí lopatky (VA) a obtoky vzduchu;

ovládá startovací zařízení a zapalovací jednotky;

chrání motor během rázů, poruch kompresoru a přehřátí turbíny;

chrání startovací zařízení před překročením maximální rychlosti otáčení.

Rýže. 1. Účel systému automatického řízení motoru

Samohybný řídicí systém zajišťuje vypnutí motoru z libovolného provozního režimu na pokyn pilota nebo automaticky při dosažení mezních parametrů a krátkodobé přerušení dodávky paliva do hlavního kompresoru v případě ztráty plynové dynamiky stabilita kompresoru (GDU).

Ovládání provozního režimu motoru. Řízení se provádí podle příkazů pilota v souladu se stanovenými řídicími programy. Řídicí akcí je spotřeba paliva v kompresorové stanici. Při regulaci je zachován daný regulační parametr zohledňující parametry vzduchu na sání motoru a vnitromotorové parametry. Ve vícečlenných řídicích systémech lze také řídit geometrii průtokové části tak, aby bylo zajištěno optimální a adaptivní řízení s cílem zajistit maximální účinnost komplexu „CS - letadlo“.

Zajištění stabilního provozu kompresorové a motorové kompresorové stanice v ustáleném i přechodném režimu. Pro stabilní provoz kompresoru a kompresoru automatické programové řízení přívodu paliva do spalovacího prostoru v přechodových režimech, ovládání obtokových ventilů vzduchu od kompresoru nebo za kompresorem, ovládání úhlu instalace rotačních lopatek BHA a HA kompresoru se provádějí. Řízení zajišťuje plynulost řady provozních režimů s dostatečnou rezervou plyno-dynamické stability kompresoru (ventilátor, posilovací stupně, tlakové čerpadlo a nárůst tlaku). Aby nedocházelo k překročení parametrů v případě ztráty kompresoru GDU, jsou použity systémy proti přepětí a zablokování.

Zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru. Maximálními přípustnými parametry se rozumí maximální možné parametry motoru, omezené podmínkami pro splnění plynové a výškově-rychlostní charakteristiky. Dlouhodobý provoz v režimech s maximálními přípustnými parametry by neměl vést ke zničení částí motoru. V závislosti na konstrukci motoru jsou automaticky omezeny následující:

maximální přípustné otáčky rotoru motoru;

maximální přípustný tlak vzduchu za kompresorem;

maximální teplota plynu za turbínou;

maximální teplota materiálu lopatek turbíny;

minimální a maximální spotřeba paliva v kompresorové stanici;

maximální přípustná rychlost otáčení turbíny spouštěcího zařízení.

Pokud se turbína při prasknutí hřídele roztočí, motor se automaticky vypne s maximální možnou rychlostí palivového uzavíracího ventilu ve spalovacím prostoru. Lze použít elektronické čidlo, které detekuje překročení prahové rychlosti otáčení, nebo mechanické zařízení, které snímá vzájemné obvodové posunutí hřídele kompresoru a turbíny a určí okamžik prasknutí hřídele pro vypnutí přívodu paliva. V tomto případě mohou být ovládací zařízení elektronická, elektromechanická nebo mechanická.

Konstrukce ACS musí umožňovat nadsystémové prostředky ochrany motoru před zničením při dosažení mezních parametrů v případě poruchy hlavních řídicích kanálů ACS. Může být poskytnuta samostatná jednotka, která při dosažení maximální hodnoty pro výše uvedené systémové omezení některého z parametrů s maximální rychlostí vydá příkaz k přerušení dodávky paliva v CS.

Výměna informací se systémy letadel. Výměna informací se provádí prostřednictvím sériových a paralelních kanálů výměny informací.

Poskytování informací pro ovládání, testování a seřizování zařízení. Pro zjištění provozuschopného stavu elektronické části ACS, odstraňování závad a provozní seřízení elektronických jednotek obsahuje sada příslušenství motoru speciální ovládací, testovací a nastavovací panel. Dálkové ovládání se používá pro pozemní operace a v některých systémech je instalováno na palubě letadla. Výměna informací mezi ACS a konzolí probíhá pomocí kódovaných komunikačních linek pomocí speciálně připojeného kabelu.

Integrované řízení motoru jako součást systému řízení letadla pomocí příkazů z řídicího systému letadla. Pro dosažení maximální účinnosti motoru a letadla jako celku je integrováno řízení motoru a dalších řídicích systémů. Řídicí systémy jsou integrovány na základě palubních digitálních počítačových systémů integrovaných do palubního komplexního řídicího systému. Integrované řízení se provádí nastavením řídicích programů motoru z řídicího systému, který vydává parametry motoru pro řízení sání vzduchu (AI). Na signál ze samohybného řídicího systému VZ jsou vydávány povely k nastavení mechanizačních prvků motoru do polohy zvyšování rezerv kompresorového agregátu plynové turbíny. Aby se zabránilo poruchám v řízeném vzdušném letadle při změně letového režimu, je odpovídajícím způsobem upraven nebo fixován režim motoru.

Sledování provozuschopnosti prvků ACS. V elektronické části motoru ACS je automaticky sledována provozuschopnost prvků ACS. Pokud prvky ACS selžou, jsou informace o poruchách poskytnuty řídicímu systému letadla. Řídicí programy a struktura elektronické části ACS jsou překonfigurovány tak, aby byla zachována její funkčnost.

Provozní sledování a diagnostika stavu motoru. ACS integrovaný s řídicím systémem navíc plní následující funkce:

příjem signálů z motorových a leteckých senzorů a alarmů, jejich filtrování, zpracování a výstup na palubní zobrazovací, registrační a jiné systémy letadla, převod analogových a diskrétních parametrů;

kontrola tolerance měřených parametrů;

řízení parametru tahu motoru během vzletu;

řízení chodu mechanizace kompresoru;

ovládání polohy prvků zpětného zařízení na dopředném a zpětném tahu;

výpočet a ukládání informací o provozních hodinách motoru;

kontrola hodinové spotřeby a hladiny oleje během tankování;

řízení doby spouštění motoru a doběhu rotorů LPC a HPC během odstávky;

řízení systémů odvzdušnění a chladicích systémů turbín;

kontrola vibrací součástí motoru;

analýza trendů změn hlavních parametrů motoru v ustáleném stavu.

Na Obr. Na obrázku 2 je schematicky znázorněno složení jednotek automatického řídicího systému turbodmychadlového motoru.

Vzhledem k aktuálně dosahované úrovni provozních procesních parametrů leteckých plynových turbínových motorů je další zlepšování vlastností elektráren spojeno s hledáním nových metod řízení, s integrací samohybných řídicích systémů do jednotného systému řízení letadel a motorů. a jejich společné řízení v závislosti na režimu a fázi letu. Tento přístup je možný s přechodem na elektronické digitální systémy řízení motoru, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), tzn. na systémy, ve kterých elektronika řídí motor ve všech fázích a režimech letu (systémy s plnou odpovědností).

Výhody digitálního řídicího systému s plnou odpovědností oproti hydromechanickému řídicímu systému jsou zřejmé:

systém FADEC má dva nezávislé řídicí kanály, což výrazně zvyšuje jeho spolehlivost a eliminuje potřebu vícenásobného redundance a snižuje jeho hmotnost;

Rýže. 2. Složení jednotek systému automatického řízení, monitorování a dodávky paliva turbodmychadlového motoru

systém FADEC zajišťuje automatické spouštění, provoz v ustálených režimech, omezení teploty plynu a rychlosti otáčení, rozběh po zhasnutí spalovací komory, ochranu proti přepětí v důsledku krátkodobého omezení dodávky paliva, funguje na základě různých typů dat přicházejících ze senzorů;

Systém FADEC je flexibilnější, protože počet a povahu funkcí, které plní, lze zvýšit a změnit zavedením nových nebo úpravou stávajících programů řízení;

Systém FADEC výrazně snižuje pracovní zátěž pro posádku a umožňuje použití široce využívané technologie řízení letadel typu fly-by-wire;

Funkce FADEC zahrnují monitorování stavu motoru, diagnostiku poruch a informace o údržbě pro celou hnací soustavu. Vibrace, výkon, teplota, chování palivového a olejového systému patří k mnoha provozním aspektům, které lze monitorovat, aby byla zajištěna bezpečnost, účinná kontrola životnosti a snížené náklady na údržbu;

Systém FADEC zajišťuje evidenci provozních hodin motoru a poškození jeho hlavních součástí, vlastní monitorování země a pojezdu s ukládáním výsledků do energeticky nezávislé paměti;

u systému FADEC není potřeba seřizování a kontroly motoru po výměně některého z jeho komponentů.

Systém FADEC také:

ovládá trakci ve dvou režimech: manuální a automatické;

kontroluje spotřebu paliva;

zajišťuje optimální provozní podmínky řízením proudění vzduchu podél dráhy motoru a úpravou mezery za lopatkami turbínového motoru;

řídí teplotu oleje integrovaného hnacího generátoru;

zajišťuje dodržování omezení provozu systému zpětného chodu tahu na zemi.

Na Obr. 3 jasně ukazuje širokou škálu funkcí, které samohybná děla FADEC vykonávají.

V Rusku se samohybná děla tohoto typu vyvíjejí pro úpravy motorů AL-31F, PS-90A a řady dalších produktů.

Rýže. 3. Účel digitálního řídicího systému motoru s plnou odpovědností

2 Problémy vznikající při provozu systémů automatického řízení motoru typu FADEC

Nutno podotknout, že vzhledem k dynamičtějšímu rozvoji elektroniky a informační technologie V zahraničí řada firem zabývajících se výrobou samohybných děl zvažovala v polovině 80. let přechod na systémy typu FADEC. Některé aspekty tohoto problému a problémy s ním spojené byly nastíněny ve zprávách NASA a řadě periodik. Poskytují však pouze obecná ustanovení, jsou uvedeny hlavní výhody elektronických digitálních samohybných děl. Problémy vznikající při přechodu na elektronické systémy, způsoby jejich řešení a otázky související se zajištěním požadovaných ukazatelů systémů automatického řízení nebyly publikovány.

Dnes je jednou z nejnaléhavějších výzev pro samohybná děla postavená na bázi elektronických digitálních systémů úkol zajistit požadovanou úroveň spolehlivosti. Důvodem jsou především nedostatečné zkušenosti s vývojem a provozem takových systémů.

Jsou známy případy poruch samohybných děl FADEC zahraničních leteckých plynových turbínových motorů z podobných důvodů. Například u samohybných děl FADEC instalovaných na turboventilátorech Rolls-Royce AE3007A a AE3007C byly zaznamenány poruchy tranzistorů, které mohly způsobit poruchy těchto motorů používaných u dvoumotorových letadel za letu.

Pro turbodmychadlový motor AS900 bylo potřeba implementovat program, který by automaticky omezoval parametry pro zlepšení spolehlivosti systému FADEC a také zabránil, detekoval a obnovil normální provoz po přepětí a přetížení. Turbodmychadlový motor AS900 byl dále vybaven ochranou proti přetáčení, duálním připojením pro přenos dat do snímačů kritických parametrů pomocí sběrnice a diskrétních signálů dle standardu ARINK 429.

Specialisté podílející se na vývoji a implementaci samohybných děl FADEC objevili mnoho logických chyb, jejichž náprava si vyžádala značné finanční prostředky. Zjistili však, že v budoucnu bude možné díky vylepšení systému FADEC předvídat životnost všech součástí motoru. To umožní monitorovat flotilu letadel na dálku z centrálního místa v jakékoli oblasti zeměkoule.

Zavedení těchto novinek usnadní přechod od ovládání aktorů pomocí centrálních mikroprocesorů k vytvoření inteligentních mechanismů vybavených vlastními řídicími procesory. Výhodou takového „distribuovaného systému“ bude snížení hmotnosti díky eliminaci vedení pro přenos signálu a souvisejících zařízení. Bez ohledu na to budou jednotlivé systémy nadále vylepšovány.

Slibné implementace pro jednotlivé motory s plynovou turbínou zahraniční výroby jsou:

vylepšení řídicího systému motoru, zajišťující automatický start a režim volnoběhu s řízením odvzdušňování a protinámrazového systému, synchronizaci chodu motorových systémů pro dosažení nízké hladiny hluku a automatické zachování charakteristiky, jakož i ovládání couvacího zařízení ;

změna principu činnosti FADEC ACS za účelem řízení motoru nikoli podle signálů z tlakových a teplotních čidel, ale přímo podle rychlosti otáčení vysokotlakého rotoru, protože tento parametr je snadněji měřitelný než signál z dvojitého systému teplotně-tlakových čidel, který je u stávajících motorů nutno převést. Nový systém umožní větší rychlost odezvy a menší rozšíření regulační smyčky;

instalace mnohem výkonnějšího procesoru s využitím standardních průmyslových čipů a zajištění diagnostiky a prognózy stavu (provozuschopnosti) motoru a jeho charakteristik, vývoj samohybných děl PSC typu FADEC. PSC je systém v reálném čase, který lze použít k optimalizaci výkonu motoru podléhajícího mnoha omezením, například k minimalizaci specifické spotřeby paliva při konstantním tahu;

zahrnutí integrovaného řídicího systému do samohybných děl FADEC technický stav motor. Motor je regulován podle snížených otáček ventilátoru s ohledem na výšku letu, venkovní teplotu, tah a Machovo číslo;

kombinující systém monitorování stavu motoru EMU (Engine Monitoring Unit) s FADEC, který umožní porovnat více dat v reálném čase a poskytne větší bezpečnost, když motor pracuje „blízko fyzikálních limitů“. Na základě aplikace zjednodušeného termodynamického modelu, ve kterém jsou faktory jako změny teploty a napětí brány v úvahu společně jako kumulativní index únavy, umožňuje EMU také sledování frekvence používání v průběhu času. Nechybí ani sledování situací, jako jsou „pískání“, skřípání, zvýšené vibrace, přerušovaný start, porucha plamene a ráz motoru. Novinkou pro systém FADEC je použití magnetického senzoru pro detekci kovových částic ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), který umožňuje nejen určit velikost a množství částic obsahujících železo, ale také je odstranit o 70.. 0,80 % pomocí odstředivky. Pokud je detekován nárůst počtu částic, jednotka EMU vám umožní zkontrolovat vibrace a identifikovat nebezpečné procesy, například hrozící poruchu ložisek (u turboventilátorových motorů EJ200);

vytvoření třetí generace dvoukanálového digitálního samohybného děla FADEC třetí generace, jehož doba odezvy je výrazně kratší a kapacita paměti je větší než u předchozích samohybných děl FADEC dvouokruhové motory vyráběné touto společností . Díky tomu má samohybné dělo další rezervní schopnosti pro zvýšení spolehlivosti motoru a tahu. FADEC ACS bude mít také slibnou schopnost filtrovat vibrační signály za účelem stanovení a diagnostiky příznaků hrozícího selhání součásti/dílu na základě spektrální analýzy. známé druhy poruchy a poruchy, například zničení oběžné dráhy ložiska. Díky takové identifikaci bude na konci letu přijato upozornění na nutnost údržby. FADEC ACS bude obsahovat další elektronickou desku s názvem Personality Board. Její charakteristické rysy jsou datovou sběrnicí, která odpovídá novému standardu Airbus (AFDX) a novým funkcím (kontrola překročení rychlosti, kontrola trakce atd.). Nová deska navíc rozšíří komunikaci se zařízením pro měření vibrací VMU (Vibration Measurment Unit) a elektromechanickým systémem pohonu zařízení pro obracení tahu ETRAS (Electromechanical Thrust Reverser Actuation System).

2. PLYNOVÁ DYNAMICKÁ SCHÉMA PLYNOVÝCH TURBÍNOVÝCH MOTORŮ

Komplexní požadavky na provozní podmínky nadzvukových vícerežimových letadel nejlépe splňují proudové (TRJ) a obtokové proudové motory (TRDE). Tyto motory mají společný charakter tvorby volné energie, rozdíl je v charakteru jejího využití.

U jednookruhového motoru (obr. 4) se volná energie, kterou má pracovní tekutina za turbínou k dispozici, přímo přeměňuje na kinetickou energii vytékajícího paprsku. U dvouokruhového motoru se pouze část volné energie přemění na kinetickou energii vytékajícího proudu. Zbývající část volné energie jde ke zvýšení kinetické energie dodatečné hmoty vzduchu. Energie je převáděna na přídavnou vzduchovou hmotu pomocí turbíny a ventilátoru.

Využití části volné energie k urychlení dodatečné vzduchové hmoty při určitých hodnotách parametrů provozního procesu, a tedy při určité hodinové spotřebě paliva, umožňuje zvýšit tah motoru a snížit měrnou spotřebu paliva.

Nechť je průtok vzduchu proudovým motorem a průtok plynu . U dvouokruhového motoru je průtok vzduchu ve vnitřním okruhu stejný jako u jednookruhového motoru a průtok plynu je stejný; ve vnějším obrysu a (viz obr. 4).

Budeme předpokládat, že průtok vzduchu a průtok plynu jednookruhového motoru, který charakterizuje úroveň volné energie, má určité hodnoty při každé hodnotě rychlosti letu.

Podmínky rovnováhy výkonových toků u proudových motorů a turbodmychadel při absenci ztrát v prvcích dráhy plyn-vzduch, zajišťujících zvýšení kinetické energie přídavné hmoty vzduchu, lze znázornit výrazy

Rýže. 4. Dvouokruhové a jednookruhové motory s jedním okruhem turbodmychadla

(1)

Při vysvětlení posledního výrazu si všimneme, že část volné energie přenesené do vnějšího okruhu zvyšuje energii toku z hladiny, kterou má přicházející tok, do hladiny .

Získáme rovnítko mezi pravými stranami výrazů (1) a (2) s přihlédnutím k zápisu

, , . (3)

Tah dvouokruhového motoru je určen výrazem

Pokud je výraz (3) vyřešen relativně a výsledek je dosazen do výrazu (4), dostáváme

Maximálního tahu motoru pro dané hodnoty at je dosaženo při , což vyplývá z řešení rovnice.

Výraz (5) at má tvar

Nejjednodušším výrazem pro tah motoru je kdy

Tento výraz ukazuje, že zvýšení obtokového poměru vede k monotónnímu zvýšení tahu motoru. A zejména je vidět, že přechod z jednookruhového motoru (t = 0) na dvouokruhový s t = 3 je doprovázen zdvojnásobením tahu. A protože spotřeba paliva v plynovém generátoru zůstává nezměněna, snižuje se na polovinu i měrná spotřeba paliva. Ale specifický tah dvouokruhového motoru je nižší než u jednookruhového motoru. Při V = 0 je specifický tah určen výrazem

což ukazuje, že jak se t zvyšuje, specifický tah klesá.

Jedním ze znaků rozdílů v obvodech dvouokruhových motorů je povaha interakce toků vnitřního a vnějšího okruhu.

Dvouokruhový motor, ve kterém se proud plynu z vnitřního okruhu mísí s proudem vzduchu za ventilátorem – proudem vnějšího okruhu – se nazývá dvouokruhový motor se smíšeným prouděním.

Dvouokruhový motor, ve kterém uvedené proudy vytékají z motoru odděleně, se nazývá dvouokruhový motor s oddělenými okruhy.

1 Plynodynamické charakteristiky plynových turbínových motorů

Výstupní parametry motoru - tah P, měrný tah Psp a měrná spotřeba paliva Csp - jsou zcela určeny parametry jeho pracovního procesu, které jsou u každého typu motoru v určité závislosti na letových podmínkách a parametru, který určuje provozní režim motoru.

Parametry pracovního procesu jsou: teplota vzduchu na vstupu motoru T v *, míra nárůstu celkového tlaku vzduchu v kompresoru, obtokový poměr t, teplota plynu před turbínou, průtok v charakter. úseky cesty plyn-vzduch, účinnost jejích jednotlivých prvků atd. .

Letové podmínky jsou charakterizovány teplotou a tlakem nerušeného proudění T n a P n a také rychlostí letu V (resp. sníženou rychlostí λ n, neboli Machovým číslem).

Parametry Tn a V (M nebo λ n), charakterizující letové podmínky, určují také parametr T procesu provozu motoru v *.

Potřebný tah motoru instalovaného v letadle je určen vlastnostmi draku letadla, podmínkami a povahou letu. Při vodorovném ustáleném letu tedy musí být tah motoru přesně roven aerodynamickému odporu letadla P = Q; při zrychlování v horizontální rovině i při stoupání musí tah převyšovat odpor

a čím vyšší je požadované zrychlení a úhel stoupání, tím vyšší je požadovaný tah. Požadovaný tah se také zvyšuje s rostoucím přetížením (nebo úhlem náklonu) při zatáčení.

Limity tahu jsou dány maximálním provozním režimem motoru. Tah a měrná spotřeba paliva v tomto režimu závisí na výšce a rychlosti letu a obvykle odpovídá podmínkám maximální pevnosti takových parametrů provozního procesu, jako je teplota plynu před turbínou, otáčky rotoru motoru a teplota plynu v přídavném spalování.

Provozní režimy motoru, ve kterých je tah pod maximem, se nazývají režimy plynu. Škrcení motoru - snížení tahu je dosaženo snížením příkonu tepla.

Plynově dynamické vlastnosti motoru s plynovou turbínou jsou určeny hodnotami konstrukčních parametrů, charakteristikami prvků a programem řízení motoru.

Konstrukčními parametry motoru budeme rozumět hlavní parametry pracovního procesu při maximálních režimech při teplotě vzduchu na vstupu do motoru = , stanovené pro daný motor.

Hlavními prvky cesty plyn-vzduch různých konstrukcí motorů jsou kompresor, spalovací komora, turbína a výstupní tryska.

Stanoví se charakteristika kompresoru (stupně kompresoru) (obr. 5).

Rýže. 5. Charakteristika kompresoru: a-a - mez stability; in-in - uzavírací vedení na výstupu z kompresoru; s-s - řada provozních režimů

závislost stupně zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru na relativní proudové hustotě na vstupu do kompresoru a snížené rychlosti otáčení rotoru kompresoru, jakož i závislost účinnosti na stupni zvýšení celkový tlak vzduchu a snížená frekvence rotoru kompresoru:

Snížený průtok vzduchu souvisí s relativní proudovou hustotou q(λ in) výrazem

(8)

kde je plocha průtokové části vstupní části kompresoru, představuje množství proudícího vzduchu za standardních atmosférických podmínek na zemi = 288 K, = 101325 N/m2. Podle velikosti. průtok vzduchu při známých hodnotách celkového tlaku a brzdné teploty T* se vypočítá podle vzorce

(9)

Posloupnost pracovních bodů, určená podmínkami společného provozu prvků motoru v různých ustálených provozních režimech, tvoří řadu provozních režimů. Důležitou provozní charakteristikou motoru je rezerva stability kompresoru v bodech na linii provozních režimů, která je určena výrazem

(10)

Index "g" odpovídá parametrům hranice stabilního provozu kompresoru při stejné hodnotě n pr jako v bodě čáry provozních režimů.

Spalovací prostor bude charakterizován součinitelem úplnosti spalování paliva a součinitelem celkového tlaku.

Celkový tlak plynu ve spalovací komoře klesá v důsledku přítomnosti hydraulických ztrát charakterizovaných celkovým tlakovým součinitelem g a ztrát způsobených dodávkou tepla. Ty jsou charakterizovány koeficientem . Celková celková tlaková ztráta je určena produktem

Hydraulické ztráty i ztráty způsobené příkonem tepla se zvyšují s rostoucí rychlostí proudění na vstupu do spalovací komory. Ztráta celkového průtokového tlaku způsobená dodávkou tepla se také zvyšuje se zvyšujícím se stupněm ohřevu plynu, určený poměrem hodnot průtokové teploty na výstupu ze spalovací komory a na vstupu do ní

Zvýšení stupně ohřevu a rychlosti proudění na vstupu do spalovací komory je doprovázeno zvýšením rychlosti plynu na konci spalovací komory, a pokud se rychlost plynu blíží rychlosti zvuku, plynové dynamické „uzamknutí“ kanálu. Při plynodynamickém „uzamčení“ kanálu není možné další zvýšení teploty plynu bez snížení rychlosti na vstupu do spalovací komory.

Charakteristiky turbíny jsou určeny závislostmi relativní proudové hustoty v kritickém úseku tryskového aparátu prvního stupně q(λ c a) a účinnosti turbíny na stupni snížení celkového tlaku plynu v turbína, snížená rychlost otáčení rotoru turbíny a kritická plocha průřezu tryskového zařízení prvního stupně:

Proudová tryska se vyznačuje řadou změn v oblastech kritické a výstupní sekce a rychlostním koeficientem.

Výkonové parametry motoru jsou rovněž významně ovlivněny charakteristikou sání vzduchu, které je prvkem letecké elektrárny. Charakteristiku nasávání vzduchu představuje celkový tlakový koeficient

kde je celkový tlak nerušeného proudu vzduchu; - celkový tlak proudu vzduchu na vstupu kompresoru.

Každý typ motoru tak má určité rozměry charakteristických úseků a charakteristiky svých prvků. Kromě toho má motor určitý počet regulačních faktorů a omezení hodnot parametrů jeho provozního procesu. Pokud je počet regulačních faktorů vyšší než jeden, pak určité letové podmínky a provozní režimy mohou v zásadě odpovídat omezenému rozsahu hodnot parametrů provozního procesu. Z celého tohoto rozsahu možných hodnot parametrů provozního procesu bude vhodná pouze jedna kombinace parametrů: v maximálním režimu - kombinace, která poskytuje maximální tah, a v režimu plynu - který zajišťuje minimální spotřebu paliva při tahu hodnotu, která tento režim určuje. Je nutné mít na paměti, že počet samostatně řízených parametrů pracovního procesu - parametrů na základě kvantitativních ukazatelů, kterými je pracovní proces motoru řízen (nebo stručně - řízení motoru) se rovná počtu motorů. kontrolní faktory. A určité hodnoty těchto parametrů odpovídají určitým hodnotám zbývajících parametrů.

Závislost řízených parametrů na letových podmínkách a provozním režimu motoru je určena řídicím programem motoru a je zajištěna automatickým řídicím systémem (ACS).

Letové podmínky, které ovlivňují chod motoru, jsou nejúplněji charakterizovány parametrem , který je také parametrem pracovního procesu motoru. Řídicím programem motoru se proto rozumí závislost řízených parametrů pracovního procesu nebo stavu řízených prvků motoru na stagnační teplotě vzduchu na vstupu motoru a jeden z parametrů, které určují provozní režim motoru. - teplota plynu před turbínou, otáčky rotoru jednoho ze stupňů nebo tah motoru P.

2 Ovládání motoru

Motor s pevnou geometrií má pouze jeden řídící faktor – množství vneseného tepla.

Rýže. 6. Řada provozních režimů na charakteristice kompresoru

Parametry buď nebo mohou sloužit jako řízený parametr přímo určený množstvím vneseného tepla. Ale protože je parametr nezávislý, pak jako řízený parametr mohou být parametry spojené s , a parametry a snížená rychlost otáčení

(12)

Navíc v různých rozsazích hodnot mohou být různé parametry použity jako řízený parametr.

Rozdíl v možných programech řízení motoru s pevnou geometrií je způsoben rozdílem v přípustných hodnotách parametrů a v maximálních režimech.

Pokud při změně teploty vzduchu na vstupu motoru požadujeme, aby se teplota plynu před turbínou při maximálních podmínkách neměnila, pak budeme mít řídicí program. Relativní teplota se bude měnit v souladu s výrazem.

Na Obr. Obrázek 6 ukazuje, že každá hodnota podél řady provozních režimů odpovídá určitým hodnotám parametrů a . (obr. 6) také ukazuje, že když< 1, а это может быть в случае < ; величина приведенной частоты вращения превосходит единицу. При увеличении свыше единицы КПД компрессора существенно снижается, поэтому работа в этой области значений обычно не допускается, для чего вводится ограничение ≤ 1. В таком случае при< независимо управляемым параметром является . На максимальных режимах программа управления определяется условием = 1.

Pro zajištění provozu při = 1 je nutné, aby relativní teplota byla = 1, což je v souladu s výrazem

je ekvivalentní podmínce . Proto, jak snížíte níže, hodnota by se měla snížit. Na základě výrazu (12) se také sníží rychlost otáčení. Parametry budou odpovídat vypočteným hodnotám.

V oblasti za podmínky = konst se hodnota parametru může při zvyšování měnit různými způsoby - může se zvyšovat, snižovat, nebo zůstat nezměněna, což závisí na vypočteném stupni.

zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru a charakteru řízení kompresoru. Když program = const vede ke zvýšení jako .

Šunky těchto parametrů slouží jako řídicí signál v systému automatického řízení motoru při poskytování programů. Při poskytování programu = const může mít řídicí signál hodnotu nebo menší hodnotu, která při = const a = const v souladu s výrazem

jednoznačně určuje hodnotu Použití hodnoty jako řídicího signálu může být způsobeno omezením provozní teploty citlivých prvků termočlánku.

Pro zajištění řízení program = const lze také použít programové řízení parametrem, jehož hodnota bude funkcí (obr. 7).

Uvažované řídicí programy jsou obecně kombinované. Když motor pracuje v podobných režimech, ve kterých jsou určeny všechny parametry relativní hodnoty, jsou beze změny. Jedná se o hodnoty snížené rychlosti proudění ve všech sekcích proudové sekce motoru s plynovou turbínou, snížené teploty a stupně zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru. Hodnota, které odpovídají vypočtené hodnoty a která odděluje dvě podmínky řídicího programu, v mnoha případech odpovídá standardním atmosférickým podmínkám na zemi = 288 K. Ale v závislosti na účelu motoru může být hodnota méně nebo více.

Pro motory vysokohorských podzvukových letadel může být vhodné přiřadit< 288 К. Так, для того чтобы обеспечить работу двигателя в условиях М = 0,8; Н ≥ 11 км при =, необходимо = 244 К. Тогда при = 288 К относительная
teplota bude = 1,18 a motor bude v režimu maxima
pracovat v< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(křivka 1, obr. 7) než motor c (křivka 0).

Pro motor určený pro vysokorychlostní letadla ve velkých výškách může být vhodné přiřadit (křivka 2). Rychlost proudění vzduchu a stupeň zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru u takového motoru při > 288 K jsou vyšší než u motoru s = 288 K Ale teplota plynu před

Rýže. 7. Závislost hlavních parametrů pracovního procesu motoru :a - s neměnnou geometrií v závislosti na teplotě vzduchu na vstupu kompresoru, b - s neměnnou geometrií v závislosti na výpočtové teplotě vzduchu

turbína dosahuje maximální hodnoty v tomto případě při vyšších hodnotách a tedy při vyšších Machových číslech letu. Pro motor s = 288 K tedy může být maximální přípustná teplota plynu před turbínou u země při M ≥ 0 a ve výškách H ≥ 11 km - při M ≥ 1,286. Pokud motor pracuje v podobných režimech, například do = 328 K, pak maximální teplota plynu před turbínou u země bude M ≥ 0,8 a ve výškách H ≥ 11 km - při M ≥ 1,6; v režimu vzletu bude teplota plynu = 288/328

Aby bylo možné pracovat až do = 328 K, musí být rychlost otáčení zvýšena o = 1,07 krát ve srovnání se vzletem.

Volba > 288 K může být způsobena i nutností udržovat požadovaný vzletový tah při zvýšených teplotách vzduchu.

Zvýšení průtoku vzduchu při > zvýšením je tedy zajištěno zvýšením otáček rotoru motoru a snížením měrného tahu při vzletu v důsledku poklesu v .

Jak je vidět, hodnota má významný vliv na parametry pracovního procesu motoru a jeho výstupní parametry a spolu s , je tedy konstrukčním parametrem motoru.

3. SYSTÉMY ŘÍZENÍ PALIVA

1 Hlavní regulátor průtoku paliva a elektronické regulátory

1.1 Hlavní regulátor průtoku paliva

Hlavním regulátorem průtoku paliva je motorem poháněná jednotka ovládaná mechanicky, hydraulicky, elektricky nebo pneumaticky v různých kombinacích. Účelem systému řízení paliva je udržovat požadovaný poměr vzduch-palivo-palivo - vzduchové systémy hmotnostně ve spalovacím pásmu přibližně 15:1. Tento poměr představuje poměr hmotnosti primárního vzduchu vstupujícího do spalovací komory k hmotnosti paliva. Někdy se používá poměr paliva a vzduchu 0,067:1. Všechna paliva vyžadují pro úplné spalování určité množství vzduchu, tzn. bohatá nebo chudá směs se spálí, ale ne úplně. Ideální poměr vzduchu a leteckého paliva je 15:1 a nazývá se stechiometrická (chemicky správná) směs. Je velmi běžné najít poměr vzduchu a paliva 60:1. Když k tomu dojde, autor představuje poměr vzduchu a paliva založený na celkovém průtoku vzduchu spíše než na průtoku primárního vzduchu vstupujícího do spalovací komory. Pokud je primární průtok 25 %. celková spotřeba vzduch, pak poměr 15:1 je 25 % poměru 60:1. U leteckých plynových turbínových motorů dochází k přechodu z bohaté směsi na směs chudou s poměrem 10:1 při zrychlení a 22:1 při zpomalení. Pokud motor spotřebuje 25 % celkové spotřeby vzduchu ve spalovací zóně, budou poměry následující: 48:1 při akceleraci a 80:1 při zpomalování.

Když pilot posune páku ovládání paliva (plyn) dopředu, spotřeba paliva se zvýší. Zvýšení spotřeby paliva znamená zvýšení spotřeby plynu ve spalovací komoře, což zase zvyšuje úroveň výkonu motoru. U turbodmychadel a turbodmychadel to způsobuje zvýšení tahu. U turbovrtulových a turbohřídelových motorů to bude znamenat zvýšení výstupního výkonu hnacího hřídele. Rychlost otáčení vrtule se buď zvýší, nebo zůstane nezměněna, jak stoupá stoupání vrtule (úhel jejích listů). Na Obr. 8. Je uveden diagram poměru komponentů systémů palivo-vzduch pro typický letecký motor s plynovou turbínou. Diagram ukazuje poměr vzduch-palivo a rychlost vysokotlakého rotoru, jak je vnímá zařízení pro řízení průtoku paliva pomocí odstředivých závaží, vysokotlakého regulátoru rychlosti rotoru.

Rýže. 8. Provozní schéma palivo - vzduch

V klidovém režimu je 20 dílů vzduchu ve směsi na čáře statického (stabilního) stavu a 15 dílů je v rozsahu od 90 do 100 % otáček vysokotlakého rotoru.

Jak se motor opotřebovává, poměr vzduch-palivo 15:1 se bude měnit, protože účinnost procesu komprese vzduchu klesá (zhoršuje se). Pro motor je však důležité, aby požadovaný stupeň zvýšení tlaku zůstal zachován a nedocházelo k narušení průtoku. Když se míra zvýšení tlaku začne snižovat v důsledku vyčerpání motoru, znečištění nebo poškození, za účelem obnovení požadované normální hodnoty se zvýší provozní režim, spotřeba paliva a otáčky hřídele kompresoru. Díky tomu se ve spalovací komoře získá bohatší směs. Pracovníci údržby mohou později provést požadované čištění, opravy nebo výměnu kompresoru nebo turbíny, pokud se teplota blíží limitu (všechny motory mají své vlastní teplotní limity).

U motorů s jednostupňovým kompresorem je hlavní regulátor průtoku paliva poháněn od rotoru kompresoru přes hnací skříň. U dvou a třístupňových motorů je pohon hlavního regulátoru průtoku paliva organizován z vysokotlakého kompresoru.

1.2 Elektronické regulátory

Pro automatické řízení poměru vzduch-palivo se do systému řízení motoru posílá mnoho signálů. Počet těchto signálů závisí na typu motoru a přítomnosti v jeho konstrukci elektronické systémyřízení. Motory nejnovějších generací mají elektronické regulátory, které vnímají mnohem větší množství parametrů motoru a letadla než hydromechanická zařízení motorů předchozích generací.

Níže je uveden seznam nejběžnějších signálů zasílaných do hydromechanického řídicího systému motoru:

Otáčky rotoru motoru (N c) - přenášené do řídicího systému motoru přímo ze skříně pohonu přes odstředivý regulátor paliva; používá se k dávkování paliva, jak při ustálených provozních podmínkách motoru, tak při zrychlování/zpomalování (doba zrychlení většiny leteckých motorů s plynovou turbínou z volnoběhu do maximálního režimu je 5...10 s);

Vstupní tlak motoru (p t 2) - signál celkového tlaku přenášený do měchu regulace paliva ze snímače instalovaného na vstupu motoru. Tento parametr se používá k přenosu informací o rychlosti a výšce letadla při změně podmínek životní prostředí na vstupu motoru;

Tlak na výstupu z kompresoru (p s 4) je statický tlak přenášený do měchu hydromechanického systému; používá se k zohlednění hmotnostního průtoku vzduchu na výstupu z kompresoru;

Tlak ve spalovací komoře (p b) je statický tlakový signál pro systém řízení spotřeby paliva je použit přímý úměrný vztah mezi tlakem ve spalovací komoře a hmotnostním průtokem vzduchu v daném bodě motoru. Pokud se tlak ve spalovací komoře zvýší o 10 %, hmotnostní průtok vzduchu se zvýší o 10 % a měch spalovací komory naprogramuje zvýšení průtoku paliva o 10 %, aby byl zachován správný poměr "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Vstupní teplota (t t 2) - signál celkové teploty na vstupu motoru pro systém řízení spotřeby paliva. Teplotní senzor je připojen k systému řízení paliva pomocí trubek, které se roztahují a smršťují v závislosti na teplotě vzduchu vstupujícího do motoru. Tento signál poskytuje řídicímu systému motoru informaci o hodnotě hustoty vzduchu, na základě které lze nastavit program dávkování paliva.

2 Zjednodušené schéma řízení spotřeby paliva (hydromechanické zařízení)

Na Obr. Obrázek 9 ukazuje zjednodušené schéma řídicího systému pro letecký motor s plynovou turbínou. Dávkuje palivo podle následujícího principu:

Měřicí část :posunutím páky uzávěru paliva (10) před startovacím cyklem se otevře uzavírací ventil a umožní vstup paliva do motoru (obr. 9.). Uzavírací páka je nutná, protože omezovač minimálního průtoku (11) zabraňuje úplnému uzavření hlavního regulačního ventilu. Toto konstrukční řešení je nutné v případě prasknutí nastavovací pružiny regulátoru nebo nesprávného seřízení volnoběhu. Úplná zadní poloha plynu odpovídá poloze MG vedle zátky MG. Tím se zabrání tomu, aby plyn fungoval jako vypínací páka. Jak je znázorněno na obrázku, vypínací páka také zajišťuje správné zvýšení provozního tlaku v systému řízení paliva během startovacího cyklu. To je nezbytné, aby se zajistilo, že se hrubě dávkované palivo nedostane do motoru před odhadovanou dobou.

Palivo z tlakového systému hlavního palivového čerpadla (8) je směrováno do škrticí klapky (dávkovací jehla) (4). Jak palivo proudí otvorem vytvořeným kuželkou ventilu, tlak začíná klesat. Palivo na cestě od škrticí klapky ke vstřikovačům se považuje za dávkované. V tomto případě se palivo dávkuje podle hmotnosti, nikoli podle objemu. Výhřevnost (výhřevnost) jednotkové hmotnosti paliva je konstantní hodnota, navzdory teplotě paliva, zatímco výhřevnost na jednotku objemu nikoliv. Palivo nyní vstupuje do spalovací komory ve správném dávkování.

Princip dávkování paliva podle hmotnosti je matematicky zdůvodněn takto:

Rýže. 9. Schéma hydromechanického regulátoru paliva

. (13)

kde: - hmotnost spotřebovaného paliva, kg/s;

koeficient spotřeby paliva;

Průtoková plocha hlavního distribučního ventilu;

Pokles tlaku přes otvor.

Za podmínky, že k provozu je zapotřebí pouze jeden motor a stačí jeden průchod řídicího ventilu, nedojde k žádné změně vzorce, protože tlaková ztráta zůstává konstantní. Letecké motory ale musí změnit provozní režimy.

Při neustále se měnící spotřebě paliva zůstává tlaková ztráta na dávkovací jehle bez ohledu na velikost průtokové plochy nezměněna. Nasměrováním dávkovaného paliva na membránovou pružinu hydraulicky ovládané škrticí klapky se tlaková ztráta vždy vrátí na hodnotu napětí pružiny. Vzhledem k tomu, že napětí pružiny je konstantní, pokles tlaku v průtokové části bude také konstantní.

Pro lepší pochopení tohoto konceptu předpokládejme, že palivové čerpadlo vždy dodává přebytečné palivo do systému a redukční ventil plynule vrací přebytečné palivo do vstupu čerpadla.

PŘÍKLAD: Tlak neměřeného paliva je 350 kg/cm2; měřený tlak paliva je 295 kg/cm2; Hodnota napětí pružiny je 56 kg/cm2. V tomto případě je tlak na obou stranách membrány redukčního ventilu 350 kg/cm2. Škrticí ventil bude v rovnovážném stavu a obtéká přebytečné palivo na vstupu čerpadla.

Pokud pilot posune plyn dopředu, otevření škrticí klapky se zvětší, stejně jako průtok dávkovaného paliva. Představme si, že tlak dávkovaného paliva vzrostl na 300 kg/cm2. To způsobilo obecný nárůst tlaku na 360 kg/cm2; na obou stranách membrány ventilu, což nutí ventil zavřít. Snížené množství vynechaného paliva bude mít za následek zvýšení tlaku neměřeného paliva prozatím pro novou plochu průřezu 56 kg/cm 2 ; nebude přeinstalován. To se stane, protože zvýšená rychlost otáčení zvýší průtok paliva čerpadlem. Jak již bylo zmíněno dříve, pokles tlaku ΔP bude vždy odpovídat utažení pružiny redukčního ventilu, když systém dosáhne rovnováhy.

Výpočtová část. Během provozu motoru způsobí pohyb škrticí klapky (1) posuvný kryt pružiny směrem dolů podél tyče servoventilu a stlačí ladicí pružinu. V tomto případě základna pružiny nutí odstředivá závaží ke sbližování, jako by byly otáčky rotoru turbodmychadla nízké. Funkcí servoventilu je zabránit náhlému pohybu dávkovací jehly, když se kapalina uvnitř pohybuje zdola nahoru. Předpokládejme, že násobící pákový mechanismus (3) zůstane v tuto chvíli nehybný, potom se jezdec posune po nakloněné rovině dolů a doleva. Pohybem doleva tlačí jezdec na regulační ventil proti utahovací síle jeho pružiny, čímž se zvyšuje spotřeba paliva motoru. Se zvyšující se spotřebou paliva se zvyšují otáčky rotoru motoru, čímž se zvyšují otáčky pohonu regulátoru (5). Nová síla z rotace odstředivých závaží se dostane do rovnováhy se silou nastavovací pružiny, když odstředivá závaží zaujmou vertikální polohu. Závaží jsou nyní v pozici připravené ke změně rychlosti.

Odstředivá závaží se vždy vrátí do svislé polohy, aby byla připravena na následující změny zatížení:

a) Podmínky pro překročení rychlosti:

zatížení motoru klesá a nabírá otáčky;

odstředivá zatížení se rozcházejí a přerušují dodávku určitého množství paliva;

b) Podmínky pro nedostatečnou rychlost:

zatížení motoru se zvyšuje a otáčky začínají klesat;

odstředivá zatížení se sbíhají, což zvyšuje spotřebu paliva;

motor se vrátí na jmenovité otáčky. Když odstředivá závaží zaujmou vertikální polohu, síla jejich působení na pružinu je vyvážena velikostí napětí na pružině.

c) Pohyb plynu (vpřed):

ladicí pružina je stlačena a odstředivá závaží se sbíhají za podmínek falešné rychlosti;

spotřeba paliva se zvyšuje a hmotnosti se začínají rozcházet a zaujímají rovnovážnou polohu s novou sílu dotažení pružiny.

Poznámka: Odstředivá závaží se nevrátí do své původní polohy, dokud nebude nastavena škrticí klapka, protože nastavovací pružina má nyní větší utahovací sílu. To se nazývá statická chyba regulátoru a je určena mírnou ztrátou rychlosti v důsledku mechanismů řídicího systému.

U mnoha motorů je statický tlak ve spalovací komoře užitečným ukazatelem průtoku vzduchu. Pokud je znám hmotnostní průtok vzduchu, lze poměr vzduch-palivo řídit přesněji. Se zvyšujícím se tlakem ve spalovací komoře (p b) se měch, který jej přijímá, rozšiřuje doprava. Nadměrný pohyb omezuje omezovač tlaku ve spalovací komoře (6). Za předpokladu, že spojka servoventilu zůstane nehybná, spojka násobiče posune jezdec doleva a otevře řídicí ventil pro větší průtok paliva v souladu se zvýšeným průtokem vzduchu. K tomu může dojít během ponoru, což způsobí zvýšení rychlosti, rychlostního tlaku a proudění vzduchu.

Zvýšení vstupního tlaku způsobí, že se měch (7), který tento tlak přijímá, roztáhne, násobící pákový mechanismus se posune doleva a regulační ventil se více otevře.

Když je motor zastaven, ladicí pružina se roztáhne ve dvou směrech, což způsobí, že posuvný kryt se zvedne směrem k dorazu volnoběhu a vytlačí hlavní řídicí ventil pryč od omezovače minimálního průtoku paliva. Když se motor příště nastartuje a přiblíží se otáčkám naprázdno, odstředivá závaží regulátoru podepřou posuvný kryt na dorazu volnoběhu a také posunou regulační ventil směrem k omezovači minimálního průtoku.

3.3 Hydropneumatické systémy řízení paliva, systém vstřikování paliva PT6 (palivový systém Bendix)

Základní palivový systém se skládá z čerpadla poháněného motorem, hydromechanického regulátoru paliva, spouštěcí řídicí jednotky a dvojitého palivového potrubí se 14 jednoportovými (jednocestnými) vstřikovači paliva. Dva vypouštěcí ventily umístěné ve skříni plynového generátoru zajišťují vypuštění zbytkového paliva po zastavení motoru (obr. 10).

3.1 Palivové čerpadlo

Palivové čerpadlo 1 je objemové zubové čerpadlo poháněné hnací skříní. Palivo z posilovacího čerpadla vstupuje do palivového čerpadla přes vstupní filtr 2 x 74 mikronů (200 otvorů) a poté do pracovní komory. Odtud je vysokotlaké palivo posíláno do hydromechanického regulátoru paliva přes výstupní filtr čerpadla 3 x 10 mikronů. Pokud se filtr ucpe, zvýšený diferenční tlak překoná sílu pružiny, zvedne pojistný ventil ze sedla a umožní průchod nefiltrovaného paliva. Pojistný ventil 4 a středový průchod čerpadla umožňují průchod vysokotlakého nefiltrovaného paliva z ozubených kol čerpadla do regulátoru paliva, když je výstupní filtr ucpaný. Vnitřní kanál 5, pocházející z palivové řídicí jednotky, vrací obtokové palivo z palivové řídicí jednotky do vstupu čerpadla, přičemž obchází vstupní filtr.

3.2 Systém řízení paliva

Systém palivového hospodářství se skládá ze tří samostatných částí s nezávislými funkcemi: hydromechanického regulátoru dodávky paliva (6), který určuje program pro dodávání paliva do motoru v ustáleném stavu a při akceleraci; Spouštěcí řídicí jednotka průtoku, která funguje jako rozdělovač průtoku, který nasměruje dávkované palivo z výstupu hydromechanického regulátoru do hlavního palivového potrubí nebo podle potřeby do primárního a sekundárního potrubí. Vrtule je řízena na dopředný a zpětný tah regulační jednotkou, která se skládá z části normálního regulátoru vrtule (na obr. 10) a omezovače maximální rychlosti pro vysokotlakou turbínu. Omezovač maximální rychlosti vysokotlaké turbíny chrání turbínu před přetáčením při běžném provozu. Během reverzace tahu je regulátor vrtule mimo provoz a řízení otáček turbíny je řízeno regulátorem vysokotlaké turbíny.

3.3 Hydromechanický regulátor paliva

Hydromechanický regulátor dodávky paliva je namontován na motorem poháněném čerpadle a otáčí se rychlostí úměrnou rychlosti otáčení nízkotlakého rotoru. Hydromechanický regulátor paliva určuje program dodávky paliva do motoru pro vytvoření požadovaného výkonu a pro řízení rychlosti otáčení nízkotlakého rotoru. Výkon motoru přímo závisí na rychlosti otáčení nízkotlakého rotoru. Hydromechanický regulátor řídí tuto frekvenci a tím i výkon motoru. Rychlost otáčení nízkotlakého rotoru je řízena regulací množství paliva přiváděného do spalovací komory.

Měřicí část. Palivo vstupuje do hydromechanického regulátoru pod tlakem p 1 vytvořeným čerpadlem. Spotřeba paliva se nastavuje hlavním škrticím ventilem (9) a dávkovací jehlou (10). Nedávkované palivo pod tlakem p 1 z čerpadla je přiváděno na vstup rozdělovacího ventilu. Tlak paliva bezprostředně za rozdělovacím ventilem se nazývá měřený tlak paliva (p2). Škrticí ventil udržuje konstantní tlakový rozdíl (p 1 - p 2) na rozdělovacím ventilu. Průtoková plocha dávkovací jehly bude změněna tak, aby vyhovovala speciálním požadavkům motoru. Přebytečné palivo vzhledem k těmto požadavkům z výstupu palivového čerpadla bude odváděno otvory uvnitř hydromechanického regulátoru a čerpadla do vstupu vstupního filtru (5). Dávkovací jehla se skládá z cívky pracující v dutém pouzdru. Ventil je ovládán membránou a pružinou. Během provozu je síla pružiny vyvážena tlakovým rozdílem (p 1 - p 2) na membráně. Obtokový ventil bude vždy v poloze, která zajistí udržení tlakového rozdílu (p 1 - p 2) a obtok přebytečného paliva.

Pojistný ventil je instalován paralelně s obtokovým ventilem, aby se zabránilo zvýšení přetlaku p 1 v hydromechanickém regulátoru. Ventil se zavírá pružinou a zůstává uzavřen, dokud vstupní tlak paliva p 1 nepřekročí sílu pružiny a ventil neotevře. Ventil se uzavře, jakmile se sníží vstupní tlak.

Škrticí ventil 9 sestává z profilované jehly pracující v objímce. Škrtící ventil reguluje spotřebu paliva změnou průtokové plochy. Průtok paliva je pouze funkcí polohy dávkovací jehly, protože škrticí ventil udržuje konstantní diferenční tlak v oblasti průtoku bez ohledu na rozdíl tlaku paliva na vstupu a výstupu.

Změňte kompenzaci specifická gravitace V důsledku změn teploty paliva je pod pružinovým škrticím ventilem provedena bimetalová deska.

Pneumatická výpočetní část. Plyn je spojen s vačkou s naprogramovanou rychlostí, která snižuje vnitřní tah s rostoucím výkonem. Páka regulátoru se otáčí kolem osy a jeden její konec je umístěn proti otvoru a tvoří regulační ventil 13. Obohacovací páka 14 se otáčí ve stejné ose s pákou regulátoru a má dva nástavce, které zakrývají část páky regulátoru v takovém způsobem, že po nějakém pohybu se mezera mezi nimi uzavře a obě páky se pohybují společně. Obohacovací páka ovládá drážkovaný kolík, který působí proti obohacovacímu ventilu. Další menší pružina spojuje obohacovací páku s pákou regulátoru.

Vačka programové rychlosti řídí sílu ladicí pružiny 15 přes mezilehlou páku, která zase přenáší sílu k uzavření ventilu regulátoru. Obohacovací pružina 16, která je umístěna mezi obohacovací a regulační pákou, vytváří sílu k otevření obohacovacího ventilu.

Během otáčení hnacího hřídele se otáčí jednotka, na které jsou namontována odstředivá závaží regulátoru. Malé páčky na vnitřní straně závaží se dotýkají cívky regulátoru. Jak se rychlost otáčení nízkotlakého rotoru zvyšuje, odstředivá síla nutí závaží k většímu zatížení cívky. To způsobí, že se cívka pohybuje směrem ven podél hřídele a působí na obohacovací páku. Síla odstředivých závaží překoná napětí pružiny, ventil regulátoru se otevře a obohacovací ventil se uzavře.

Obohacovací ventil se začíná zavírat při jakémkoli zvýšení rychlosti otáčení nízkotlakého rotoru, dostatečném k tomu, aby odstředivá závaží překonala utahovací sílu menší pružiny. Pokud se rychlost nízkotlakého rotoru nadále zvyšuje, páka obohacování se bude nadále pohybovat, dokud se nedotkne páky regulátoru, v tomto okamžiku se ventil obohacování úplně uzavře. Regulační ventil se otevře, pokud se rychlost nízkotlakého rotoru zvýší natolik, aby gravitace překonala sílu větší pružiny. V tomto případě bude regulační ventil otevřen a obohacovací ventil uzavřen. Obohacovací ventil se zavírá, když se rychlost otáčení zvyšuje, aby byl provozní tlak vzduchu konstantní.

Měchy. Montáž měchu, obr. 11 sestává z vakuového měchu (18) a měchu regulátoru (19), spojených společnou tyčí. Vakuový měch zajišťuje měření celkového tlaku Měch regulátoru je uzavřen v těle sestavy měchu a plní stejnou funkci jako membrána. Pohyb měchu je přenášen na rozdělovači ventil 9 křížovým hřídelem a odpovídajícími pákami 20.

Trubka je upevněna v litém pouzdře na opačném konci pomocí stavěcího pouzdra. Proto jakýkoli rotační pohyb příčného hřídele způsobí zvýšení nebo snížení síly v torzní tyči (trubkový díl s vysokým torzním odporem). Torzní tyč tvoří těsnění mezi vzduchovou a palivovou částí systému. Podél sestavy měchu je umístěna torzní tyč, která přenáší sílu k uzavření regulačního ventilu. Proti této síle působí vlnovec a otevře regulační ventil. Tlak p y je přiváděn externě do měchu regulátoru. Tlak p x je přiváděn interně do měchu regulátoru a externě do vakuového měchu.

Pro přehlednost funkční účel měch regulátoru, je naznačen na Obr. 11 je jako clona. Tlak p y je přiváděn z jedné strany membrány a p x z opačné strany. Tlak p x je také aplikován na vakuový měch připojený k membráně. Tlakové zatížení p x působící proti vakuovému měchu se uvolní působením stejného tlaku na stejnou oblast membrány, ale v opačném směru.

Všechna tlaková zatížení působící na část vlnovce lze redukovat na síly působící pouze na membránu. Tyto síly jsou:

tlak P y působící na celou plochu horní části;

vnitřní tlak vakuového měchu působící na část spodní plochy (uvnitř oblasti tlumení tlaku);

tlak p x působící na zbývající část plochy.

Jakákoli změna tlaku p y způsobí větší účinek na membránu než stejná změna tlaku p x v důsledku rozdílu v oblastech vlivu.

Tlaky p x a p y se mění se změnami provozních podmínek motoru. Když se oba tlaky zvýší současně, například během zrychlení, pohyb měchu dolů způsobí, že se řídicí ventil posune doleva ve směru otevírání. Když p y odlehčí ventil regulátoru, když je dosaženo požadované frekvence

rotace nízkotlakého rotoru (pro nastavení po zrychlení), měch se posune nahoru, aby se zmenšila průtoková plocha rozdělovacího ventilu.

Když oba tlaky klesají současně, měch se pohybuje nahoru a snižuje průtokovou plochu regulačního ventilu, protože vakuový měch pak působí jako pružina. K tomu dochází během zpomalování, kdy tlak p y odlehčí ventil regulátoru a tlak p x odlehčí ventil obohacování, což přinutí řídicí ventil k pohybu směrem k omezovači minimálního průtoku.

Rýže. 10. Hydropneumatický systém řízení paliva TVD RT6

Rýže. 11. Funkční membrána měchového bloku

Vysokotlaký regulátor turbíny (N 2). Vysokotlaká jednotka řízení otáček rotoru č. 2 je součástí řízení otáček vrtule. Přijímá tlak y podél vnitřního pneumatického vedení 21 vedoucího od skříně palivové řídicí jednotky k regulátoru. V případě překročení otáček vysokotlaké turbíny vlivem odstředivého zatížení se otevře obtokový otvor vzduchu (22) v bloku regulátoru (č. 2) pro odvzdušnění tlaku p přes regulátor. Když k tomu dojde, tlak p y působí přes měch systému řízení paliva na řídicí ventil, takže se začne zavírat, čímž se sníží průtok paliva. Snížení spotřeby paliva snižuje rychlost otáčení nízkotlakých a vysokotlakých rotorů. Rychlost otevírání obtokového portu závisí na nastavení ovládací páky regulátoru vrtule (22) a vysokotlaké vratné páky 24. Otáčky vysokotlaké turbíny a otáčky vrtule jsou omezeny regulátorem č.2.

Spustit řídicí jednotku. Jednotka řízení odpalu (7) (obr. 12) sestává z pouzdra obsahujícího dutý plunžr (25) působící uvnitř pouzdra. Rotační pohyb vahadla ovládací tyče 26 je převeden na lineární pohyb plunžru pomocí mechanismu hřebene a pastorku. Seřizovací drážky poskytují pracovní polohy 45° a 72°. Jedna z těchto poloh, v závislosti na instalaci, se používá ke konfiguraci pákového systému v kabině.

Ventil minimálního tlaku (27) umístěný na vstupu odpalovací řídicí jednotky udržuje minimální tlak v jednotce pro zajištění vypočítaného dávkování paliva. Dvojité rozdělovače, které jsou vnitřně připojeny přes obtokový ventil (28), mají dvě připojení. Tento ventil zajišťuje počáteční naplnění hlavního potrubí č. 1 pro spuštění, a pokud se tlak v bloku zvýší, obtokový ventil se otevře a umožní palivu proudit do sekundárního potrubí č. 2.

Když je páka ve vypnuté a vykládací poloze (0º) (obr. 13, a), je zablokován přívod paliva do obou rozdělovačů. V tomto okamžiku se vypouštěcí otvory (přes otvor v pístu) zarovnají s „vykládacím“ otvorem a uvolňují zbývající palivo v rozdělovačích ven. To zabraňuje varu paliva a koksování systému, když je absorbováno teplo. Palivo vstupující do řídicí jednotky startu během vypínání motoru je směrováno přes obtokový otvor do vstupu palivového čerpadla.

Když je páka v pracovní poloze (obr. 13, b), výstup rozdělovače č. 1 je otevřený a obtokový otvor je ucpaný. Jak motor zrychluje, průtok paliva a tlak v potrubí se budou zvyšovat, dokud se obtokový ventil neotevře a potrubí 2 se nezačne plnit. Když je sběrné potrubí #2 plné, celková spotřeba paliva se zvýšila o množství paliva převedeného do systému #2 a motor pokračuje ve zrychlování na volnoběh. Když je páka posunuta za provozní polohu (45° nebo 72°) na maximální doraz (90°), řídicí jednotka již neovlivňuje dávkování paliva do motoru.

Provoz systému řízení paliva pro typickou instalaci. Činnost systému řízení paliva je rozdělena na :

1. Startování motoru. Startovací cyklus motoru se zahájí přesunutím škrticí klapky do polohy volnoběhu a ovládací páky spouštění do polohy vypnuto. Zapalování a startér se zapnou a po dosažení požadované rychlosti otáčení nízkotlakého rotoru se ovládací páka přesune do pracovní polohy. Úspěšného zapálení za normálních podmínek je dosaženo přibližně do 10 sekund. Po úspěšném zapálení motor zrychlí do režimu volnoběhu.

Během spouštěcí sekvence je řídicí ventil systému řízení paliva v poloze nízkého průtoku. Při akceleraci se zvyšuje tlak na výstupu kompresoru (P 3). P x a P y se při zrychlování zvyšují současně (P x = P y). Nárůst tlaku je vnímán měchem 18, nutí rozdělovací ventil k většímu otevření. Když LP rotor dosáhne nízké rychlosti otáčení plynu, síla odstředivých závaží začne překračovat utahovací sílu pružiny regulátoru a otevře regulační ventil 13. Tím vznikne tlakový rozdíl (P y - P x), který nutí rozdělovací ventil uzavřít, dokud není dosaženo spotřeby plynového paliva požadované pro provoz s nízkým plynem.

Případné odchylky otáček rotoru motoru od zvolených (frekvence naprázdno) budou vnímány odstředivými závažími regulátoru, v důsledku toho se síla působící na část závaží buď zvýší nebo sníží. Změny síly od odstředivých závaží způsobí pohyb ventilu regulátoru, což následně povede ke změně průtoku paliva k obnovení přesné rychlosti.

Rýže. 12. Spusťte řídicí jednotku

Přetaktování Při posunutí škrticí klapky 12 za polohu volnoběhu se zvyšuje utahovací síla pružiny regulátoru. Tato síla překonává odpor odstředivých závaží a pohybuje pákou, uzavírá regulační ventil a otevírá obohacovací ventil. Tlaky P x a P y se okamžitě zvýší a způsobí pohyb rozdělovacího ventilu ve směru otevírání. Zrychlení je pak rostoucí funkcí (P x = P y).

S rostoucí spotřebou paliva se nízkotlaký rotor zrychlí. Když dosáhne bodu projektované rychlosti (přibližně 70 až 75 %), síla odstředivých závaží překoná odpor pružiny ventilu obohacování a ventil se začne zavírat. Když se obohacovací ventil začne zavírat, zvýší se tlaky Px a Py, což způsobí zvýšení rychlosti pohybu měchu regulátoru a rozdělovacího ventilu, což zajistí zvýšení rychlosti v souladu s programem dodávky paliva při akceleraci.

Se zvyšujícími se rychlostmi otáčení nízkotlakých a vysokotlakých rotorů zvyšuje regulátor vrtule stoupání vrtule, aby řídil provoz vysokotlakého rotoru při zvolené frekvenci a akceptoval zvýšený výkon jako dodatečný tah. Zrychlení je ukončeno, když síla odstředivých závaží opět překoná napnutí pružiny regulátoru a otevře ventil regulátoru.

Nastavení. Po dokončení zrychlovacího cyklu bude jakákoliv odchylka otáček rotoru motoru od zvolených otáček vnímána odstředivými závažími a bude vyjádřena zvýšením nebo snížením rázové síly od zatížení. Tato změna přinutí ventil regulátoru k otevření nebo zavření a pak bude mít za následek úpravu průtoku paliva potřebnou k obnovení správné rychlosti. Během procesu seřizování bude ventil udržován v seřizovací nebo "plovoucí" poloze.

Výšková kompenzace. V tomto systému řízení paliva je kompenzace nadmořské výšky automatická, protože vakuový měch 18 poskytuje základní absolutní hodnotu tlaku. Tlak na výstupu kompresoru P3 je měřítkem otáček motoru a hustoty vzduchu. P x je úměrné tlaku na výstupu z kompresoru, bude klesat s klesající hustotou vzduchu. Tlak je vnímán vakuovým měchem, který pracuje na snížení spotřeby paliva.

Omezení výkonu turbíny. Jednotka vysokotlakého regulátoru rotoru, která je součástí regulátoru vrtule, přijímá tlak Py podél potrubí z řídicí jednotky paliva. Pokud VT turbína překročí otáčky, otevře se obtokový otvor bloku regulátoru, aby se odvzdušnil tlak Ру přes regulátor vrtule. Snížení tlaku Py způsobí, že se ventil rozdělovače palivové řídicí jednotky posune směrem k uzavření, čímž se sníží spotřeba paliva a rychlost otáčení plynového generátoru.

Zastavení motoru. Motor se zastaví, když se páka ovládání spouštění přesune do polohy vypnuto. Tato akce přesune ručně ovládaný plunžr do polohy uzavření a vyložení, čímž se zcela zastaví spotřeba paliva a vypouštění zbytkového paliva z dvojitého potrubí.

4 Systém regulace paliva typu Bendix DP-L2 (hydropneumatické zařízení)

Tento hydropneumatický regulátor paliva je instalován na turboventilátorovém motoru JT15D (obr. 13).

Palivo je do regulátoru přiváděno z tlakového čerpadla (P 1) na vstup dávkovacího ventilu. Pro nastavení průtoku paliva je nutný dávkovací ventil kombinovaný s obtokovým ventilem. Palivo za regulačním ventilem má tlak P 2 . Obtokový ventil udržuje konstantní tlakový rozdíl (P 1 - P 2).

Prvky/funkce:

vstupní palivo - pochází z palivové nádrže;

filtr - má hrubou síťovinu, samovybíjecí;

zubové čerpadlo - dodává palivo o tlaku P 1;

Filtr - má síťovinu s malou roztečí (jemný filtr);

pojistný ventil - zabraňuje zvýšení přetlaku paliva P 1 na výstupu z čerpadla a pomáhá regulovat diferenční tlak při rychlém zpomalování;

regulátor diferenčního tlaku - hydraulický mechanismus, který obchází přebytečné palivo (P 0) a udržuje konstantní diferenční tlak (P 1 - P 2) kolem rozdělovacího ventilu.

bimetalové kotouče teploty paliva - automaticky kompenzují změny měrné hmotnosti změnou teploty paliva; lze ručně nastavit pro jiné specifické hmotnosti paliva nebo jiné palivové aplikace;

Dávkovací ventil - dávkuje palivo o tlaku P 2 do vstřikovačů paliva; polohováno pomocí torzní tyče spojující měch s dávkovací jehlou;

Omezovač minimálního průtoku - zabraňuje úplnému uzavření regulačního ventilu při zpomalování;

Omezovač maximálního průtoku - nastavuje maximální otáčky rotoru dle limitní hodnota motor;

Dvojitý měchový blok - měch regulátoru snímá tlaky P x a P y, polohuje mechanickou převodovku, mění program přívodu paliva a otáčky motoru. Zpomalovací měch se roztáhne až na doraz, když se tlak P y sníží, aby se snížily otáčky motoru;

teplotní snímač - bimetalové kotouče snímají teplotu na vstupu do motoru T 2 pro řízení tlaku měchu P x;

obohacovací ventil - přijímá tlak kompresoru P c a řídí tlak dvojitého měchového bloku P x a P y; zavírá se zvyšující se rychlostí pro udržení přibližně stejného provozního tlaku;

regulátor rotoru VD - odstředivá závaží jsou vytlačována působením odstředivé síly při zvyšování otáček rotoru; tím se změní tlak P y;

Přítlačná páka - vytváří zátěž pro polohování regulátoru.

Kontrolní funkce :

Palivové čerpadlo dodává nedávkované palivo o tlaku P 1 do regulátoru přívodu.

Tlak P klesá kolem průchodu regulačního ventilu stejným způsobem, jak bylo dříve popsáno ve zjednodušeném schématu hydromechanického regulátoru paliva (obr. 9). Tlak P 1 se mění na P 2, který je přiváděn do motoru a ovlivňuje činnost redukčního ventilu, který je zde nazýván regulátorem diferenčního tlaku.

Palivo převáděné zpět na vstup čerpadla je označeno jako P 0 . Tryska udržuje tlak P 0 větší, než je tlak paliva na vstupu čerpadla.

Rýže. 13. Hydropneumatický regulátor paliva Bendix DP-L nainstalovaný na turbodmychadlovém motoru Pratt & Whitney of Canada JT-15

Palivo převáděné zpět na vstup čerpadla je označeno jako P 0 . Tryska udržuje tlak P 0 větší, než je tlak paliva na vstupu čerpadla.

Pneumatická část je napájena tlakem z výstupu kompresoru Pc. Po změně se změní na tlaky P x a P y, které umístí hlavní regulační ventil.

Když je plyn posunut dopředu:

a) odstředivá závaží se sbíhají a utahovací síla ladicí pružiny se ukáže být větší než odpor závaží;

b) ventil regulátoru zastaví obtok P y;

c) obohacovací ventil se začne zavírat, čímž se sníží P c (při zavřeném obtokovém ventilu P y není vyžadován tak vysoký tlak);

d) P x a P y jsou vyváženy na plochách regulátoru;

e) převládne tlak P (obr. 11), vakuový měch a táhlo měchu regulátoru se posunou dolů; bránice takový pohyb umožňuje;

f) Mechanický převod se otáčí proti směru hodinových ručiček a otevře se hlavní regulační ventil;

f) se zvýšením otáček motoru se odstředivá zatížení rozcházejí a ventil regulátoru se otevře, aby obcházel P y;

g) Obohacovací ventil se znovu otevře a tlak P x se zvýší na hodnotu tlaku P y;

h) Snížení tlaku Р у podporuje pohyb měchu a tyče regulátoru v opačném směru;

i) torzní tyč se otáčí ve směru hodinových ručiček, aby se snížila spotřeba paliva a stabilizovaly otáčky rotoru motoru.

Když plyn brzdí při volnoběhu:

a) odstředivá závaží jsou vytlačena kvůli vysoká frekvence rotační síla od zatížení je větší než utažení nastavovací pružiny;

b) Regulační ventil při otevření uvolňuje tlak Р у, pojistný ventil je také stlačen, aby se uvolnil přídavný tlak Р у;

c) Obohacovací ventil se otevře a umožní průchod vzduchu se zvýšeným tlakem P x;

d) Tlak P x ​​podporuje expanzi regulátoru a zpomalovacího měchu až na doraz, tyč regulátoru se také zvedne a hlavní rozvodný ventil se začne zavírat;

e) tlak P x ​​se snižuje s klesajícími otáčkami rotoru motoru, ale vakuový měch udržuje tyč regulátoru v horní poloze;

e) Když se rychlost otáčení sníží, odstředivá závaží se sblíží a uzavře obtok vzduchu tlakem Ру a pojistným ventilem;

f) Ventil obohacování se také začíná zavírat, tlak P y vzrůstá vzhledem k P x;

g) zpomalovací měch se posune dolů, rozdělovací ventil se mírně otevře a otáčky rotoru se ustálí.

Když venkovní teplota vzroste v jakékoli pevné poloze škrticí klapky:

a) Snímač T 12 se roztáhne, aby omezil obtok vzduchu s tlakem Px a stabilizoval jej při nízkém tlaku Pc, přičemž udržuje polohu vakuového měchu a udržuje stanovený program zrychlení; Že. doba zrychlení z klidového režimu do vzletu zůstává stejná jak při zvýšených venkovních teplotách, tak při nižších.

5 Elektronický systém programování přívodu paliva

Systémy dávkování paliva s elektronickými funkcemi nebyly v minulosti tak široce používány jako hydromechanické a hydropneumatické. V posledních letech byla většina nových motorů vyvinutých pro komerční a obchodní letectví vybavena elektronickými regulátory. Elektronický regulátor je hydromechanické zařízení s dodatečným zahrnutím elektronických senzorů. Elektronické obvody jsou napájeny z letecké sběrnice nebo z vlastního specializovaného generátoru střídavý proud analyzují provozní parametry motoru, jako je teplota výfukových plynů, tlak v dráze a otáčky rotoru motoru. V souladu s těmito parametry elektronická část systému přesně vypočítá požadovanou spotřebu paliva.

5.1 Příklad systému (Rolls Royce RB-211)

RB-211 je velký třístupňový motor s turbodmychadlem. Má řídicí elektronický regulátor, který je součástí hydromechanického programovacího systému přívodu paliva. Zesilovač jednotky elektronického regulátoru chrání motor před překročením teploty, když motor pracuje ve vzletovém režimu. V jakýchkoli jiných provozních podmínkách pracuje regulátor paliva pouze na hydromechanickém systému.

Z rozboru Obr. 14 je vidět, že zesilovač regulátoru přijímá vstupní signály z LPT a dvě rychlosti otáčení kompresorů LP a HP.

Regulátor pracuje podle hydromechanického programu dodávky paliva, dokud se výkon motoru nepřiblíží maximu, poté začne zesilovač elektronického regulátoru fungovat jako omezovač dodávky paliva.

Rýže. 14. Palivový systém s elektronickým regulátorem, který řídí program dodávky paliva

Regulátor diferenčního tlaku v tomto systému plní funkce redukčního ventilu ve zjednodušeném schématu hydromechanického regulátoru dodávky paliva na Obr. 10. Když se výkon motoru blíží maximu a je dosaženo specifikované teploty plynu na hřídeli turbíny a kompresoru, regulátor diferenčního tlaku sníží průtok paliva do vstřikovačů paliva, paliva do vstupu čerpadla. Regulátor dodávky paliva v tomto systému funguje jako hydromechanické zařízení, které přijímá signály o rychlosti otáčení rotoru vysokotlakého motoru, tlaku v dráze (P 1, P 2, P 3) a poloze škrticí klapky.

Jak vyplývá z Obr. 14, regulátor paliva přijímá následující signály z motoru pro vytvoření programu dodávky paliva:

úhel instalace škrticí klapky;

p 1 - celkový tlak na vstupu do kompresoru (ventilátoru);

p 3 - celkový tlak na výstupu z kompresoru druhého stupně (mezikompresor);

p 4 - celkový tlak na výstupu z nárůstu tlaku;

N 3 - rychlost otáčení HPC rotoru;

N 1 - rychlost otáčení LPC rotoru (ventilátoru);

N 2 - rychlost otáčení mezilehlého rotoru kompresoru;

teplota plynu v turbíně (na výstupu z LPT);

příkazy pro blokování funkcí zesilovače regulátoru;

obohacení - pro nastartování motoru při venkovních teplotách pod 0° se používá zesilovač dodávky paliva.

3.5.2 Příklad systému (Garrett TFE-731 a ATF-3) TFE-731 a ATF-3 jsou turboventilátorové motory nové generace pro obchodní letectví. Jsou vybaveny jednotkami elektronického řídicího systému, které plně řídí program dodávky paliva.

Podle schématu na Obr. 15 elektronický počítač přijímá následující vstupní signály:

N 1 - rychlost otáčení ventilátoru;

N 2 - otáčky rotoru mezikompresoru:

N 3 - otáčky rotoru vysokotlakého kompresoru;

Tt 2 - celková teplota na vstupu motoru;

Tt 8 - teplota na vstupu HPT;

pt 2 - celkový vstupní tlak;

příkon - 28 V DC;

alternátor s permanentním magnetem;

úhel instalace škrticí klapky;

pozice VNA;

Рs 6 - statický tlak na výstupu z motoru turbostroje.

Rýže. 15. Elektronický regulátor palivového systému s plnou kontrolou programu dodávky paliva

Elektronická část regulátoru paliva analyzuje vstupní data a posílá příkazy do instalace BHA a programuje přívod paliva hydromechanickou částí regulátoru paliva.

Výrobci tvrdí, že tento systém řídí program dodávky paliva úplně a přesněji než srovnatelný hydromechanický systém. Chrání také motor po celou dobu od nastartování až po vzlet před překročením teploty a otáček, zastavením proudění při náhlé akceleraci neustálým sledováním teploty na sání turbovrtulového motoru a dalších důležitých parametrů motoru.

5.3 Příklad systému (G.E./Snecma CFM56-7B)

Motor CFM56-7B (obr. 16) pracuje pomocí systému známého jako FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Ona provádí plná kontrola přes systémy motoru v reakci na vstupní příkazy ze systémů letadla. FADEC také poskytuje informace leteckým systémům pro displeje v kokpitu, monitorování stavu motoru, hlášení údržby a odstraňování problémů.

Systém FADEC plní následující funkce:

provádí programování přívodu paliva a ochrany proti překročení mezních parametrů nízkotlakými a vysokotlakými rotory;

sleduje parametry motoru během spouštěcího cyklu a zabraňuje překročení limitní teploty plynu v turbíně;

řídí trakci v souladu se dvěma režimy: manuálním a automatickým;

zajišťuje optimální provoz motoru řízením průtoku kompresoru a vůlí turbíny;

ovládá dva elektromagnety aretace plynu.

Prvky systému FADEC. Systém FADEC se skládá z:

elektronický regulátor, který obsahuje dva identické počítače, nazývané kanály A a B. Elektronický regulátor provádí kontrolní výpočty a sleduje stav motoru;

hydromechanická jednotka, která převádí elektrické signály z elektronického regulátoru na tlak na pohony ventilů a pohony motoru;

periferní komponenty, jako jsou ventily, pohony a senzory pro řízení a monitorování.

Rozhraní letadla/elektronického ovladače (obr. 16). Letadlové systémy poskytují elektronickému ovladači informace o tahu motoru, řídicích příkazech, stavu letadla a letových podmínkách, jak je popsáno níže:

Informace o poloze škrticí klapky se posílá do elektronického ovladače ve formě elektrického signálu úhlu vychýlení. Na škrticích klapkách v kokpitu je mechanicky připevněn dvojpřevodník.

Letové informace, příkazy k cíli motoru a data jsou přenášeny do každého motoru z elektronické zobrazovací jednotky letadla prostřednictvím sběrnice ARINC-429.

Vybrané diskrétní signály letadla a informační signály jsou vedeny kabeláží do elektronického ovladače.

Signály o zpětné poloze motoru jsou přenášeny pomocí vodičů do elektronického ovladače.

Elektronický regulátor využívá diskrétní informace o odebraném vzduchu a konfiguraci letu (země/let a poloha klapek) z letadla ke kompenzaci provozních podmínek a jako základ pro programování dodávky paliva během zrychlení.

Rozhraní FADEC Systém FADEC je systém s vestavěným testovacím zařízením. To znamená, že je schopen detekovat vlastní vnitřní nebo vnější poruchu. Aby mohl plnit všechny své funkce, je systém FADEC připojen k počítačům letadla prostřednictvím elektronického ovladače.

Elektronický regulátor přijímá příkazy ze zobrazovací jednotky letadla obecného informačního zobrazovacího systému, který je rozhraním mezi elektronickým regulátorem a systémy letadla. Obě jednotky zobrazovacího systému poskytují následující data ze systému generování signálu plného letu a statického tlaku a počítače řízení letu:

Parametry vzduchu (nadmořská výška, celková teplota vzduchu, celkový tlak a M) pro výpočet tahu;

Úhlová poloha škrticí klapky.

Rýže. 16. Schéma palivového systému motoru G.E./Snecma CFM56-7

Design FADEC. Systém FADEC je plně redundantní, postavený na dvoukanálovém elektronickém regulátoru. Ventily a pohony jsou vybaveny duálními snímači, které poskytují zpětnou vazbu regulátoru. Všechny monitorované vstupní signály jsou obousměrné, ale některé parametry používané pro sledování a indikaci jsou jednosměrné.

Pro zvýšení spolehlivosti systému jsou všechny vstupní signály pro jeden kanál přenášeny do druhého prostřednictvím křížového datového spoje. To zajišťuje, že oba kanály zůstanou funkční, i když jsou kritické vstupní signály pro jeden kanál poškozeny.

Oba kanály A a B jsou totožné a fungují neustále, ale nezávisle na sobě. Oba kanály vždy přijímají vstupní signály a zpracovávají je, ale pouze jeden kanál, nazývaný aktivní řízení, generuje řídicí signály. Druhý kanál je duplikát.

Když je na elektronický regulátor během provozu přivedeno napětí, zvolí se aktivní a záložní kanál. Systém vestavěného testovacího zařízení detekuje a izoluje selhání nebo kombinace selhání, aby udržoval stav spojení a sděloval data údržby systémům letadla. Výběr aktivních a záložních kanálů je založen na stavu kanálů, každý kanál nastavuje svůj vlastní zdravotní stav. Jako aktivní je vybrána ta nejobslužnější.

Když mají oba kanály stejný zdravotní stav, výběr aktivního a záložního kanálu se střídá při každém nastartování motoru, když otáčky nízkotlakého rotoru překročí 10 990 ot./min. Pokud je kanál poškozen a aktivní kanál není schopen vykonávat funkce řízení motoru, systém přejde do bezpečnostního režimu, který chrání motor.

Provoz regulátoru se zpětnou vazbou. Elektronický regulátor využívá řízení s uzavřenou smyčkou k plnému ovládání různých systémů motoru. Regulátor vypočítá polohu prvků systému, nazývanou příkaz. Regulátor pak provede operaci porovnávající příkaz se skutečnou polohou prvku, nazývanou zpětnovazební, a vypočítává rozdíl, nazývaný požadavek.

Elektronický regulátor prostřednictvím elektrohydraulického servoventilu hydromechanického zařízení vysílá signály do prvků (ventily, pohony), které způsobují jejich pohyb. Když se ventil nebo akční člen systému pohybuje, elektronický ovladač přijímá signál o poloze prvku prostřednictvím zpětné vazby. Proces se bude opakovat, dokud se změna polohy prvků nezastaví.

Vstupní parametry. Všechna čidla jsou duální kromě T 49,5 (teplota výfukových plynů), T 5 (teplota na výstupu z LP turbíny), Ps 15 (statický tlak na výstupu ventilátoru), P 25 (celková teplota na vstupu HPC) a WF (spotřeba paliva). Snímače T 5, Ps 15 a P 25 jsou volitelné a nejsou instalovány na každém motoru.

Pro provedení výpočtu obdrží každý kanál elektronického regulátoru hodnoty svých vlastních parametrů a hodnoty parametrů jiného kanálu prostřednictvím křížového přenosu dat. Obě skupiny hodnot jsou kontrolovány na věrohodnost testovacím programem v každém kanálu. Správná hodnota, která se má použít, se vybere na základě skóre spolehlivosti při každém čtení, nebo se použije průměr obou hodnot.

V případě poruchy duálního snímače se zvolí hodnota vypočítaná z ostatních dostupných parametrů. To platí pro následující možnosti:

×àٌٍîٍà âًàù هيè ے ًîٍîًà يèçêî مî نàâë هيè ے (Nl);

×àٌٍîٍà âًàù هيè ے ًîٍîًà âûٌîêî مî نàâë هيè ے (N2);

رٍàٍè÷ هٌêî ه نàâë هيè ه يà âûُî نه êî ىïً هٌٌîًà (P s 3);

زهىï هًàًٍَà يà âُî نه â êî ىïً هٌٌîً âûٌîêî مî نàâë هيè ے (T25);

همهيè ه ٍîïëèâ يî مî نîçèًَ‏ù همî يàïà يà (FMV);

دîëî وهيè ه َïًâë ےهىî مî êëàïà يà ï هًهïٌَêà âîç نَُà (VBV);

دîëî وهيè ه ïîâîًîٍ يî مî يàïًàâë ے ‏ù همî àïïàًàٍà (VSV).

ؤë ے âٌ هُ نًَمèُ ïàًà ىهًٍîâ, â ٌëَ÷à ه , هٌëè َ ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà يهٍ âîç ىî ويîٌٍè âû لًàٍü نهéٌٍâèٍ هëü يûé ïàًà ىهًٍ , لَنهٍ âû لًà ي àâàًèé يûé ïàًà ىهًٍ .

ذàٌïîëî وهيè ه ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà (ًèٌ. 17). هًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نâَُêà يàëü يûé êî ىïü‏ٍ هً , ïî ىهù هييûé â àë‏ ىè يè هâûé لëîê, êîٍîًûé çàêً هïë هي يà ïًàâîé ٌٍîًî يه وَُà â هيٍèë ےٍîًà â ïîîî وهيèè 2 ÷àٌà. × هٍûً ه ٌٍَà يîâî÷ يûُ لîëٍà ٌ نهىïô هًà ىè î لهٌï ه ÷èâà‏ٍ çàùèٍَ îٍ َنàًîâ è âè لًàِèè.

ؤë ے لهçîّè لî÷ يîé ًà لîٍû ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà ًٍهلَهٌٍے îُëà ونهيè ه نë ے ٌîًُà يهيè ے â يًٍَهييهé ٍهىï هًàًٍَû â نîïٌٍَè ىûُ ïً هنهëàُ. خêًَ وà‏ùèé âîç نَُ îٍ لèًà هٌٍے ٌ ïî ىîùü‏ âîç نَُîçà لîً يèêà, ًàٌïîëî وهييî مî ٌ ïًàâîé ٌٍîًî يû î لٍهêàٍ هë ے â هيٍèë ےٍîًà. فٍîٍ îُëà ونà‏ùèé âîç نَُ يàïًàâë ےهٌٍے âî â يًٍَهيي ‏‏ êà ىهًَ ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà âîêًَ م îٍ نهë هيè ے êà يàëîâ ہ è آ è, çàٍ هى , âûâî نèٌٍ ے ÷ هًهç âûُî نيî ه îٍâ هًٌٍè ه îُëà ونà‏ù همî âîç نَُà.

Ano. 17. فë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نâè مàٍ هë ے G.E./Snecma CFM56-7B

دهًهïًî مًà ىىèًîâà يè ه ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà. تà ونûé ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً ىî وهٍ لûٍü ï هًهïًî مًà ىىèًîâà ي ٌ ïî ىîùü‏ ï هًهيîٌ يî مî çà مًَç÷èêà نà ييûُ. خي ٌî هنè يےهٌٍے ٌ ‎ë هêًٍî ييû ى ًهمَë ےٍîًî ى ÷ هًهç ًٍè ِèëè ينًè÷ هٌêèُ ‎ë هêًٍè÷ هٌêèُ ًàçْ هىà, çàٍ هى î لà à مًهمàٍà çàïèٍûâà‏ٌٍ ے , ÷ٍî لû çà مًَçèٍü ïîٌë هنيهه ïًî مًà ىىيî ه î لهٌï ه ÷ هيè ه . دîٌë ه çà مًَçêè يà نèٌïë هه ï هًهيîٌ يî مî çà مًَç÷èêà نà ييûُ ىî وهٍ ïî ےâèٍüٌ ے î نيî èç ٌë هنَ ‏ùèُ ٌîî لù هيèé: « اà مًَçêà âûïîë يهيà» èëè « خّè لêà ïًè ï هًهنà÷ ه ».

اà مëَّêà ُàًàêٍ هًèٌٍèêè نâè مàٍ هë ے (18. listopadu). اà مëَّêà ًàٌïîç يàâà يè ے يî ىè يàëü يîé ُàًàêٍ هًèٌٍèêè نâè مàٍ هë ے î لهٌï ه ÷èâà هٍ ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً è يôîً ىàِè هé î êî يôè مًَàِèè نâè مàٍ هë ے نë ے همî ïًàâèëü يîé ًà لîٍû. فٍà çà مëَّêà, çàêً هïë هييà ے يà êîًïٌَ ه â هيٍèë ےٍîًà ٌ ïî ىîùü‏ ىهٍàëëè÷ هٌêîé ïëà يêè, âٌٍàâë ےهٌٍے â î نè ي èç ًàçْ هىîâ يà êîًïٌَ ه ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà. اà مëَّêà îٌٍà هٌٍے ٌ نâè مàٍ هë هى نà وه â ٌëَ÷à ه çà ىهيû ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà. اà مëَّêà âêë‏÷à هٍ â ٌهلے êî نèًَ هىَ ‏ ٌُهىَ , ïًèïà ےييَ ‏ ê يهىَ , êîٍîًَ‏ âîٌïًè يè ىà هٍ è èٌïîëüçَ هٍ ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نë ے îïً هنهë هيè ے â هëè÷è يû ٍےمè, êîٍîًَ‏ ٌىî وهٍ î لهٌï ه ÷èٍü نâè مàٍ هëü.

فë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً â ٌâî هى داس ًُà يèٍ ïًî مًà ىىû نë ے âٌ هُ نîٌٍَï يûُ êî يôè مًَàِèé نâè مàٍ هë ے . آî âً هىے ïî نمîٍîâêè ê ًà لîٍ ه , î ي ٌيè ىà هٍ è يôîً ىàِè‏ ٌ çà مëَّêè, ٌ÷èٍûâà ے يàïً ےوهيè ه ٌ يهٌêîëüêèُ ï هًهىû÷ هê. آ çàâèٌè ىîٌٍè îٍ ًàٌïîëî وهيè ے è يàëè÷è ے يàïً ےوهيè ے يà ٌï هِèàëü يûُ ï هًهىû÷êàُ, ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً âû لèًà هٍ îٌî لَ ‏ ïًî مًà ىىَ . آ ٌëَ÷à ه îٌٌٍٍٍَâè ے èëè يهنîٌٍîâ هًيîٌٍè è نهيٍèôèêàِèî ييîé çà مëَّêè, ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً èٌïîëüçَ هٍ ïàًà ىهًٍû, ٌîًُà يهييû ه â داس ïًè ïًîّëîé êî يôè مًَàِèè.

بنهيٍèôèêàِèî ييà ے çà مëَّêà ٌيà لوهيà ïëàâêè ىè è نâٍَُàêٍ يû ىè ï هًهىû÷êà ىè. دëàâêè ه ï هًهىû÷êè î لهٌï ه ÷èâà‏ٍ ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً è يôîً ىàِè هé î ٍےمه نâè مàٍ هë ے ïًè çàïٌَê ه . خيè ٌنهëà يû ٌ ïî ىîùü‏ ىهٍàëëèçàِèè î لëàٌٍè ىهونَ نâَ ىے êî يٍàêٍà ىè çà مëَّêè. فٍè ï هًهىû÷êè ىî مٍَ لûٍü ًàçî ىê يٍَû ٍîëüêî ïًî مîً هâ, ٍàêè ى î لًàçî ى , èُ ï هًهيàًٌٍîéêà يهâîç ىî ويà.

دًè ٌîç نà يèè âٌ ه نâè مàٍ هëè CFM 56-7B è ىه ‏ٍ âçë هٍيَ ‏ ٍےمَ, ًàâ يَ ‏ 27 300 يٍà ى

• Specialita Vyšší atestační komise Ruské federace05.13.01
• Počet stran 87

1. obecné charakteristiky práce

3. Závěry a výsledky

1. LINEÁRNÍ DYNAMICKÝ MODEL GTE. MODELY SNÍMAČŮ A AKTORŮ

1.1. Lineární aproximační systémy

1.2. Přesnost nuly a prvního řádu

1.3. LDM konstruované na základě lineárních aproximačních systémů známých ve dvou rovnovážných bodech

1.4. Konstrukce LDM pomocí n známých lineárních aproximačních systémů. Věta o nejbližším bodu rovnováhy

1.5. Modely akčních členů a snímačů

1.6. Model kanálů měření rychlosti

1.7. Model snímače teploty plynu (termočlánky)

1.8. Modely snímačů tlaku a teploty

1.9. Modely pohonů"

1.10. Komplexní testování softwaru

2. ŘÍDICÍ SYSTÉM GTE ZALOŽENÝ NA LDM

2.1. Základní požadavky na systémy automatického řízení moderních motorů s plynovou turbínou

2.2. Konstrukce samohybných děl na bázi LDM

2.3. Popis obvodu pro udržení požadovaných otáček rotoru turbodmychadla a jeho derivace

2.4. Obvody pro omezení redukovaných a fyzických otáček rotoru turbodmychadla, záložní obvod

2.5. Obvody řízení výkonu a točivého momentu

2.6. Volný okruh omezení rychlosti turbíny

2.7. Okruh omezení teploty plynu

2.8. Okruh pro udržení požadované spotřeby paliva

2.9. Zjednodušený model motoru zabudovaného do samohybných děl

2.10. Kontrola tolerance gradientu

2.11. Požadavky na elektronickou část samohybných děl

2.12. závěry

3. POPIS SAU TRADIČNÍHO TYPU. SROVNÁVACÍ

3.1. Obecné poznámky

3.2. Konstrukce tradičního samohybného děla

3.3. Obvod regulace otáček rotoru turbodmychadla

3.4. Omezovací obvod pro derivační otáčky rotoru turbodmychadla 71 3.5 Ostatní omezovací a regulační obvody 73 3.6. Srovnávací analýza klasických samohybných děl a samohybných děl na bázi LDM

Doporučený seznam disertačních prací

• Fuzzy hierarchické Markovovy modely procesů vývoje poruch v systémech automatického řízení, monitorování a diagnostiky motorů s plynovou turbínou 2011, kandidát technických věd Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

• Technologie komplexních polopřirozených studií automatických řídicích systémů pro koaxiální ventilátory turbovrtulových motorů 2018, kandidát technických věd Ivanov, Artem Viktorovič

• Informační a měřící systémy pro testování automobilových výrobků na stolici 1999, doktor technických věd Vasilčuk, Alexander Vasilievich

• Vytvoření nové generace automatizovaných řídicích a testovacích systémů pro zajištění bezpečnosti přistání letecké dopravy 2013, doktor technických věd Sheludko, Viktor Nikolaevič

• Vývoj a výzkum servomotorů s bezkontaktními stejnosměrnými motory a digitálními snímači parametrů otáčení pro automatické řídicí systémy 1983, kandidát technických věd Kurchanov, Vladimir Nikolaevič

Úvod disertační práce (část abstraktu) na téma „Analýza automatických řídicích systémů pro motory s plynovou turbínou“

Relevance problému. Motory s plynovou turbínou jsou v současné době široce používány ve vojenském a civilním letectví a také jako pohony pro čerpací stanice plynu a malé elektrárny používané v energetice a námořní dopravě.

Vytvoření motorů IV a V generace vyžaduje odpovídající pokrok v oblasti jejich řízení. Od poloviny 70. let se stal aktuálním přechod na řízení elektráren pomocí digitálních elektronických regulátorů. To bylo usnadněno jak rostoucí složitostí řídicích úloh, které vyžadovaly použití pokročilejších a složitějších řídicích algoritmů, tak vývojem elektronické technologie, v důsledku čehož bylo možné zajistit provozuschopnost elektronických regulátorů za podmínek typických pro provoz motoru.

Ústřední ústav Návrhy stavby leteckých motorů (SSC RF CIAM pojmenované po N.I. Baranovovi) byly formulovány na struktuře a konkrétních metodách softwarové a algoritmické konstrukce inteligentního adaptivního automatického řídicího systému (ACS), který by měl kromě tradičních provádět následující řízení funkce:

Rozpoznání stavu motoru (zhoršení charakteristických součástí, výskyt poruch, provoz v ustáleném nebo přechodném režimu atd.);

Vytvoření cíle řízení v souladu s výsledky rozpoznávání stavu motoru;

Volba způsobu řízení motoru, který zajistí dosažení daného cíle (výběr souboru řídicích programů, které jsou optimální pro dané provozní podmínky motoru);

Tvorba a výběr parametrů řídicích algoritmů, umožňujících zajistit požadovanou kvalitu řízení při použití vybraných programů.

Důležitý matematický problém, bez jehož řešení je vytvoření spolehlivé a efektivní digitální jednotky pro automatické řízení a monitorování v moderní podmínky Je téměř nemožné vyvinout matematické modely motoru, snímačů a akčních členů a jejich přizpůsobení konkrétním praktickým podmínkám použití. Obecně se uznává, že celý vývojový cyklus automatických řídicích systémů lze dosáhnout pomocí komplexu několika typů modelů různé úrovně složitosti. Komplex jako celek musí splňovat řadu požadavků, z nichž hlavní jsou:

Schopnost simulovat ustálené a přechodné provozní režimy za měnících se letových podmínek v plném rozsahu změn provozních režimů elektrárny;

Získání přesnosti modelování v ustálených a přechodných režimech dostatečné k vyřešení problémů s řízením;

Přijatelný počítačový výpočetní čas;

Schopnost provádět výpočty v přirozeném (reálném) a zrychleném čase pro modely určené pro použití na poloreálných stojanech.

Dnes, v podmínkách tvrdé konkurence, však dochází k výraznému zpoždění za vedením zahraniční výrobci a narušení zavedených ekonomických vazeb, faktor času má stále větší vliv na proces vývoje samohybných děl. Bohužel ne všechny výše uvedené požadavky lze splnit krátká doba zvláště když je akutní nedostatek zkušených odborníků. Na druhou stranu úkol rozpoznávat poruchy a diagnostikovat zhoršení chodu jednotlivých součástí a sestav zahrnuje použití modelu motoru. senzory a akční členy zabudované v automatické řídicí a monitorovací jednotce. Tento model podléhá nejpřísnějším požadavkům na výkon a na jeho přesnosti přímo závisí kvalita diagnostiky a pravděpodobnost detekce poruch.

Použití modelů, které se liší strukturou a obsahem v různých fázích návrhu, vyžaduje spoustu času navíc. Práce zkoumá možnost použití poměrně jednoduchých lineárních dynamických modelů (LDM) k řešení souboru problémů, které se vyskytnou při vývoji efektivního automatického řídicího systému.

Výrazného zkrácení doby vývoje lze dosáhnout optimalizací ověřovacích algoritmů software, zabudované do samohybných děl. Hlavní roli v tomto případě hraje model zkoumaného systému. Hlavním problémem je zde vytvoření speciálního testovacího softwarového balíku, který místo drahého polopřirozeného stojanu kombinuje model motoru, senzory, akční členy, měřicí a řídicí kanály automatického řídicího systému. Polopřirozená zkušební stolice je systém, který simuluje provoz motoru, senzorů a akčních členů na něm nainstalovaných. Důležitou vlastností polopřirozeného stojanu je to, že se používá k testování elektronických samohybných zbraní jako celku, nikoli pouze softwarových nebo hardwarových částí. Komplex testování softwaru efektivně řeší pouze problém testování softwaru digitálního automatického řídicího systému a v něm zabudovaných algoritmů. V tomto případě jsou vlastnosti hardwarové implementace brány v úvahu nikoli přímo, jako na polopřirozených porostech, ale nepřímo - prostřednictvím modelů měřicích a řídicích kanálů. V tomto případě lze testovací konzoli přiřadit potřebnou kontrolu hardwaru ACS, pomocí které jsou simulovány vstupní signály a ovládány řídicí akce.

Polopřírodní stojan je ověřovacím nástrojem účinnějším než testovací konzole nebo softwarový testovací komplex, nicméně pracnost jeho vytvoření je srovnatelná s vytvořením samotného ACS a v některých případech ji dokonce převyšuje. V podmínkách, kdy jsou termíny nastaveny tak, že samohybná děla musí vzniknout „včera“, otázka vytvoření stojanu s poločasem rozpadu ani nevzniká.

Vývoj nových a adaptace stávajících matematických metod v procesu vytváření automatických řídicích systémů pro motory s plynovou turbínou v co nejkratším čase a s minimální náklady materiální a inženýrské zdroje je naléhavým úkolem. Je komplexní a spočívá v řešení různých matematických a inženýrských problémů v různých fázích. Bez zapojení počítače a promyšleného využití matematických modelů není možné problém vyřešit. Hlavními typy modelů používaných při studiu provozu motoru s plynovou turbínou jsou hydromechanické a elektronické součásti jeho řídicího systému, senzory a akční členy.

Prvek po prvku modely. V takových modelech jsou konstrukční charakteristiky systému přímo považovány za parametry. Vývoj modelů prvku po prvku vyžaduje značné množství času, ale v tomto případě lze správně identifikovat různé faktory, jako je tření v konstrukčních prvcích, síly působící na pohony, změny tvaru průtokových úseků otvorů v hydromechanických zařízení, opotřebení součástí, zpoždění při vydávání rozhodnutí atd. .

Přibližné nelineární modely. Reprodukují práci v celém rozsahu režimů a zjednodušeně popisují dynamické vlastnosti a statické charakteristiky objektu. Modely jsou určeny pro výzkum „ve velkém měřítku“ a umožňují provádět výpočty v přirozeném (reálném) čase. (Je třeba si uvědomit, že schopnost provádět výpočty v reálném čase je dána také výkonem počítače, zvoleným programovacím jazykem, operačním systémem, kvalitou programování a úrovní optimalizace výpočtů).

Linearizované modely. Reprodukují chování systému v blízkosti omezeného souboru statických charakteristických bodů. Umožňuje použití standardních ekvivalentních nelineárních prvků. Takové modely se obvykle používají ke studiu „malých“, například stability regulace. Přibližný nelineární model je možné nahradit linearizovaným. Jedna z možností takové náhrady je popsána v. Výhody a nevýhody tohoto přístupu jsou podrobně rozebrány v první kapitole práce.

Při řešení problémů souvisejících s vytvořením systému řízení motoru s plynovou turbínou se pro popis hydromechanických součástí a sestav automatických řídicích systémů nejčastěji používají modely prvek po prvku. K popisu činnosti motorů s plynovou turbínou v celém rozsahu provozních režimů se používají přibližné nelineární modely. Linearizované modely motorů s plynovou turbínou jsou považovány za vhodné pro použití při studiu stability řídicích systémů.

V posledních letech se stala aktuální problematika modernizace letecké techniky, a to i prostřednictvím modernizace motorů a jejich samohybných děl. Úkolem je dosáhnout maximálního účinku s minimálními náklady na materiál. Zejména při zachování stejných funkcí lze snížit náklady na samohybná děla použitím moderní, levnější základny prvků a snížením počtu elektronických jednotek zapojených do samohybných děl. Spolu s tím je možné zlepšit kvalitu provozu ACS zpřesněním a zkomplikováním řídicích algoritmů, zlepšením diagnostického systému a zavedením účtování provozních hodin a technického stavu motoru.

Ojedinělá situace nastala, když se shodovala řada důležitých faktorů ovlivňujících vývoj samohybných děl leteckých motorů, a to:

Revoluční vývoj elektronických výpočetních zařízení, která umožňují řešit problémy řízení a diagnostiky plynových turbínových motorů na nové úrovni s využitím dříve nedostupných prostředků;

Existuje naléhavá potřeba modernizovat stávající samohybná děla s cílem snížit jejich náklady a zvýšit provozní spolehlivost;

Zpoždění plošného zavádění moderních digitálních systémů automatického řízení spojené s krizí posledních let a v souvislosti s tím i zvětšující se propast mezi výsledky teoretického výzkumu a matematickým aparátem skutečně používaných zařízení.

V důsledku toho se stal naléhavý úkol vyvinout novou originální strukturu automatických řídicích systémů, které efektivně řeší problémy řízení motorů s plynovou turbínou s přihlédnutím k novým možnostem digitálních elektronických systémů. Zároveň bylo možné zdokonalit řadu dříve úspěšně používaných algoritmů s cílem zlepšit kvalitu a spolehlivost jejich práce.

Cílem disertační práce je vyvinout efektivní digitální řídicí systém motoru postavený na moderních principech řízení. K dosažení tohoto cíle byly stanoveny a vyřešeny následující úkoly:

1. Byla vyvinuta originální struktura systému automatického řízení, která umožňuje efektivně řešit problémy řízení motorů s plynovou turbínou;

2. Lineární dynamický model motoru s plynovou turbínou byl vylepšen za účelem zvýšení přesnosti výpočtu;

3. Byly vyvinuty originální algoritmy pro zpracování signálů ze snímačů teploty plynu a rychlosti otáčení za účelem snížení vlivu rušení v měřicích kanálech;

4. Vytvořeno softwarový balík, která umožňuje testování algoritmů jako součást softwaru instalovaného v ACS spolu s modelem motoru, senzorů a aktuátorů.

Příspěvek popisuje výsledky konstrukce automatického řídicího systému, modelování a systémové analýzy, na základě zkušeností získaných během vývoje systému automatického řízení BARK-65 (Automatic Control and Control Unit) motoru TV7-117S používaného na IL- 114 letadel. BARK-65 úspěšně prošel fází testů na stolici, během kterých prokázal své schopnosti efektivní řízení motor.

Pohonnou jednotku letounu tvoří dva výměnné motory TV7-117S umístěné v motorových gondolách na křídle letounu. Každý motor pohání šestilistou reverzní vrtuli SV-34.

Řídicí systém motoru TV7-117S se skládá z digitální řídicí jednotky BARK-65 a její hydromechanické rezervy. BARK-65 je moderní digitální jednokanálový řídicí systém motoru. Pro zajištění hydromechanické rezervy v okruzích regulace spotřeby paliva a rozváděcích lopatkách turbodmychadla jsou použity hydromechanické akční členy. Pro zvýšení spolehlivosti systému jsou všechny snímače, měřicí obvody, elektrické řídicí obvody, které tvoří a implementují hlavní řídicí programy a omezení, vícekanálové.

První potřebné zkušenosti s tvorbou samohybných děl pro letecké motory byly získány při vývoji samohybného děla BARK-78, který omezuje provozní parametry nejnovější modifikace motorů TVZ-117, známé pod značkou VK. -2500. BARK-78 plní funkce dříve používaných elektronických jednotek ERE (elektronický regulátor motoru) a RT (regulátor teploty), jedná se v podstatě o vcelku jednoduché zařízení, jehož popis není v této práci uveden, nicméně řada softwarových a hardwarových řešení použitá v BARK-78 byla také použita při vytváření samohybných děl BARK-65. Patří mezi ně systém řízení gradientové tolerance vstupních analogových signálů a termočlánkový kompenzátor setrvačnosti popsaný ve druhé kapitole.

První kapitola popisuje algoritmus pro konstrukci lineárního dynamického modelu motoru s plynovou turbínou. Vychází z metody navržené v, rozdíl spočívá v metodě nalezení nejbližšího bodu rovnováhy. Následují popisy modelů měřicích kanálů a výkonných kanálů zahrnutých spolu s modelem motoru do komplexu testování softwaru.

Ve druhé kapitole je na základě materiálů uvedených v předchozí kapitole postaven systém řízení motoru s plynovou turbínou. Jsou popsány metody pro konstrukci optimálních regulátorů. Je uvažována závislost kvality a programové složitosti řídicích algoritmů na úrovni, na které se provádí výběr různých řídicích programů a omezení. Jsou formulovány požadavky na zkušební metody pro výsledný ACS na modelu a na místě. Je zvažován problém úplnosti prováděných testů. Jsou prezentovány možnosti implementace zjednodušeného modelu motoru na základě získané struktury ACS a jsou formulovány konečné požadavky na něj a jeho přesnost. Byl vytvořen komplexní algoritmus pro identifikaci poruch a poruch. Požadavky na elektronickou část ACS se dokončují. Byla zkoumána situace, kdy z nějakého důvodu není možné splnit požadavky na samohybná děla. Je provedeno srovnání materiálů získaných při modelování a testování BARK-65 na motoru.

Třetí kapitola syntetizuje a analyzuje samohybná děla postavená na klasických principech. Při jeho vývoji byly použity materiály (struktura systému automatického řízení, standardní regulační články), (syntéza kompenzátoru setrvačnosti termočlánku, syntéza omezovače teploty) a dále , , atd. Níže je srovnání provozních účinnost „klasického“ automatického řídicího systému a automatického řídicího systému zabudovaného ve třetí kapitole . Výsledky použití různých automatických řídicích systémů byly analyzovány pomocí softwarového testovacího komplexu popsaného v první kapitole, který zahrnoval LDM motoru, element-by-element modely akčních členů a modely měřicích obvodů. „Klasické“ samohybné zbraně sice vítězí ve snadnosti implementace, ale ztrácejí na přesnosti udržování a omezování stanovených parametrů.

3. Závěry a výsledky

Během procesu vývoje byly použity následující metody a výsledky. A to:

Model motoru založený na lineárním dynamickém modelu;

Prvek po prvku modely hydromechanických pohonů automatických řídicích systémů;

Jsou formulovány požadavky na elektroniku;

Byl vytvořen zjednodušený model motoru, na jehož základě je možné v případě poruchy určitých snímačů vypočítat odpovídající parametry motoru (proměnné určující stav motoru);

Na základě modelu systému bylo provedeno komplexní odladění a ověření programu vestavěného do BARK-65;

Byl vytvořen originální diagnostický systém, který kombinuje analýzu výsledků řízení gradientové tolerance, informace získané různými měřicími kanály a informace poskytované zjednodušeným modelem motoru;

Hlavním výsledkem práce je vytvoření efektivního samohybného řídicího systému pro motor s plynovou turbínou, který splňuje moderní požadavky. Má originální strukturu, která kombinuje hlavní regulační smyčky a omezení. Výsledky práce jsou univerzální povahy a mohou být a byly efektivně využity při vývoji systémů automatického řízení pro další dvouhřídelové motory s plynovou turbínou. Samohybná děla podobné konstrukce pro motory TV7-117V (vrtulníková modifikace TV7-117S) a VK-1500 (určené pro použití na letounech AN-3) jsou v současné době ve fázi zkušebních zkoušek. Uvažuje se o variantě instalace upravených motorů řady TV7-117 na vysokorychlostní čluny o výtlaku cca 20 tun a schopné dosahovat rychlosti až 120 km/h.

Podobné disertační práce v oboru "Systémová analýza, řízení a zpracování informací (podle odvětví)", 05.13.01 kód HAC

• Zajištění elektrické výkonové kompatibility dopravních elektrických zařízení s vysokonapěťovým zdrojem 2004, doktor technických věd Reznikov, Stanislav Borisovič

• Vývoj a výzkum elektrického pohonu na bázi indukčního motoru s nezávislým buzením 2002, kandidát technických věd Postnikov, Sergey Gennadievich

• Identifikace dynamických modelů automatických plynových turbínových motorů a jejich prvků pomocí statistických metod 2002, doktor technických věd Arkov, Valentin Yulievich

• Struktury a algoritmy servořízeného elektrického pohonu s danou dynamickou přesností 2011, kandidát technických věd Pankrats, Jurij Vitalievič

• Vývoj metod a prostředků pro zvýšení účinnosti dieselových motorů v dynamických režimech 2010, doktor technických věd Kuzněcov, Alexander Gavriilovich

Závěr disertační práce na téma „Systémová analýza, řízení a zpracování informací (podle odvětví)“, Sumachev, Sergey Aleksandrovich

ZÁVĚRY K PRÁCI OBECNĚ

Práce demonstruje způsob konstrukce univerzálního automatického řídicího systému pro dvouhřídelové motory s plynovou turbínou. Při řešení hlavního problému - syntézy automatických řídicích systémů na bázi LDM byla vyřešena řada pomocných problémů, a to:

Přesnost určení nejbližšího rovnovážného bodu LDM byla zvýšena;

Byl vyvinut originální termočlánkový kompenzátor setrvačnosti;

Provedena analýza různé cesty měření frekvence otáčení rotoru;

Byl vytvořen systém testování softwaru pro testování fungování softwaru a algoritmů zabudovaných do digitálního automatického řídicího systému;

Byl vyvinut ACS založený na tradičních přístupech a byla provedena srovnávací analýza dvou různých ACS: ACS založeného na LDM a tradiční ACS.

Výsledky prezentované v práci byly testovány při zkouškách na stolici samohybných děl BARK-65 a motoru TV7-117S. Testy potvrdily vysokou účinnost samohybných děl při udržování a omezování stanovených parametrů. Soubor opatření zaměřených na zvýšení spolehlivosti automatického řídicího systému umožnil s vysokou pravděpodobností odhalit poruchy měřicích a řídicích kanálů pomocí omezeného souboru parametrů, bylo možné duplikovat data přijatá ze snímačů s hodnotami vypočítané z modelu. V příloze jsou uvedeny některé zajímavé oscilogramy zaznamenané během testů na stolici a také akt o implementaci algoritmů popsaných v práci.

Integrovaný přístup k řešení problému, kdy byla provedena revize klasických přístupů a metod, umožnil vytvořit automatický řídicí systém na vysoké moderní úrovni.

Struktura samohybného řídicího systému na bázi LDM umožňuje jeho modernizaci za účelem zkvalitnění řízení, zvýšení meze stability a spolehlivosti provozu.

Výsledky uvedené v práci jsou univerzální, popsaná struktura ACS byla použita pro vytvoření digitálních řídicích jednotek pro další modifikace motoru TV7-P7S a motoru VK-1500.

HLAVNÍ PUBLIKACE K TÉMATU DIZERÁTNÍ PRÁCE

1. Sumachev S.A. Konstrukce modelu dynamického termočlánkového kompenzátoru setrvačnosti.//Řídicí procesy a stabilita: Sborník příspěvků z XXX vědecké konference Fakulty PM-PU. - St. Petersburg: OOP Research Institute of Chemistry of St. Petersburg State University, 1999. - S. 193-196.

2. Sumachev S.A., Kormacheva I.V. Dynamický kompenzátor setrvačnosti termočlánku: aplikace k omezování teploty motorů s plynovou turbínou // Řídicí procesy a stabilita: Sborník příspěvků z XXXI. vědecké konference Fakulty PM-PU. - St. Petersburg: OOP Research Institute of Chemistry of St. Petersburg State University, 2000. - S. 257-260.

3. Sumachev S. A. Matematický model dvouhřídelového motoru s plynovou turbínou a jeho samohybného řídicího systému. //Procesy řízení a udržitelnost: Sborník příspěvků z XXXII. vědecké konference Fakulty PM-PU. - St. Petersburg: OOP Research Institute of Chemistry of St. Petersburg State University, 2001. - S. 93-103.

4. Sarkisov A.A., Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Kochkin A.A., Sumachev S.A. Zkušenosti s vývojem integrovaného řídicího a monitorovacího systému pro motor RD-33 a jeho modifikace. // Abstrakt. zpráva Mezinárodní vědecká konference "Motory XXI století" 1 část Moskva, 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. Novinka v řešení problému omezení teploty plynu před výkonovou turbínou motoru s plynovou turbínou. // Abstrakt. zpráva Mezinárodní vědecká konference „Motory XXI století“ 1 část Moskva, 2000 - S. 362.

Seznam odkazů pro výzkum disertační práce Kandidát technických věd Sumachev, Sergey Aleksandrovich, 2002

1. Antonchik B.C. Metody stabilizace pohybů programu. SPb.: Nakladatelství. St. Petersburg State University, 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. a další Integrované systémy automatického řízení pro letecké elektrárny. M.: Strojírenství, 1983.

3. Berezlev V.F. a další Systémy pro automatické řízení otáček rotoru motorů s plynovou turbínou. Kyjev: KNIGA, 1985.

4. Bodner V.A. Automatické řídicí systémy pro letecké motory. -M.: Strojírenství, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Ivanov V.M. Syntéza systémů řízení pohybu nestacionárních objektů. -M.: Strojírenství, 1988.

6. Gantmakher F.R. Teorie matic. M. Nauka, 1966.

7. Gardner M.F., Burns J.L. Přechodné procesy v lineárních systémech se soustředěnými konstantami. Státní nakladatelství fyzikální a matematické literatury. M.: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. Automatické řídicí systémy pro letecké motory s plynovou turbínou. Kuibyshev: KuAI, 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.B. Matematické modely plynových turbínových motorů jako řídicích objektů. M.: Nakladatelství MAI, 1999.

10. Yu.Gurevich O.e., Bliznyukov L.G., Trofimov A.S. Automatické řídicí systémy pro letecké elektrárny. // Konverze ve strojírenství. M. „Informconversion“, 2000. -№5(42).-S.50.

11. GDemidovič B.P. Přednášky z matematické teorie stability. M.: Nauka, 1967.

12. Dobryansky G.V., Martyanova T.S. Dynamika leteckých plynových turbínových motorů. M.: Strojírenství, 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. Metody lineární algebry v úlohách řízení. SPb.: Nakladatelství. St. Petersburg State University, 1993.

14. Ivanov V.A. a další Matematické základy teorie automatického řízení. Učebnice manuál pro univerzity. Ed. B.K. Kufr. -M., postgraduální škola, 1971.

15. Kabanov CA. Řízení systémů pomocí prediktivních modelů. -SPb: Nakladatelství St. Petersburg State University, 1997.

16. Kvartsev A.P. Automatizace vývoje a testování softwaru. Samara: Samara State Aerospace University, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. Techniky čtení obvodů automatického řízení a řízení procesů. M., "Energie", 1977.

18. Maksimov N.V. Regulátory teploty plynu pro letecké motory s plynovou turbínou. Riga: RKIIGA, 1982.

19. Matematické modelování diskrétních systémů. / Edited by Candidate of Physical and Matematic Sciences M.K. Chirková. Petrohrad, nakladatelství St. Petersburg State University, 1995.

20. Metody optimalizace testování a modelování řídicích systémů motoru s plynovou turbínou / Pod generální redakcí V.T. Dedesha. M.: Strojírenství, 1990.

21. Modelování a výběr parametrů automatických regulátorů leteckých motorů: učebnice / P.A. Sunarchin a kol. -UFA: Ufa State. letectví tech. Univ., 1994.

22. MYSHKIS A. D. Lineární diferenciální rovnice s retardovaným argumentem. M.: 1972.

23. Nelepin R.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. Algoritmická syntéza nelineárních řídicích systémů. L.: Nakladatelství Leningradské státní univerzity, 1990.

24. Nechaev Yu.N. Zákony řízení a charakteristiky leteckých elektráren. -M.: Strojírenství, 1995.

25. Panteleev A.B., Yakimova A.S. Teorie funkcí komplexní proměnné a operační počet v příkladech a problémech / Tutorial. M.: Vyšší škola, 2001.

26. Prasol OB A.B. Analytické a numerické metody pro studium dynamických procesů. SPb.: Nakladatelství. St. Petersburg State University, 1995.

27. Sinyakov A.N. Automatické řídicí systémy pro letadla a jejich elektrárny. -M.: Strojírenství, 1991.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. Automatické řízení leteckých motorů. -M.: Strojírenství, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. a další Měřicí metody, přístroje a zařízení používané při zkouškách leteckých motorů. M.: NIC CIAM: MSATU, 1996.

30. Solovjov E.V., Gladková V.N., Akopová T.P. Studium dynamických vlastností automatických systémů řízení pohonu. M.: Nakladatelství MAI, 1990.

31. Solntsev V.N. Matematická podpora integrovaných adaptivních optimálních automatických řídicích systémů pro komplex manévrovatelných letadel „elektrárenské letadlo“. - M.: Rozhlas a komunikace, 1999.

32. Teorie automatického řízení leteckých elektráren. Editoval A. A. Shevyakov. M.: Strojírenství, 1976.

33. Teorie a aplikace diskrétních systémů. / Edited by Candidate of Physical and Matematic Sciences M.K. Chirková, kandidátka technických věd S.P.Maslová. Petrohrad, nakladatelství St. Petersburg State University, 1995.

34. Konstrukce a provoz elektráren letounů IL-96-300, Tu-204, IL-114 / Edited by Doctor of Technical Sciences B.A. Solovjová. -M.: Doprava, 1993.

35. Yugov O.K. Optimální ovládání letecká elektrárna. -M. Strojírenství, 1978.

36.N.H. Jo, J. N. Seo. Vstupní a výstupní linearizační přístup návrhu State Observer pro nelineární systém // IEEE transakce na automatickém řízení. Vol.45. N. 12. 2000. S.2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Univerzální integrované řadiče pro nelineární systém s minimální fází // IEEE transakce při automatickém řízení. Vol.45. N. 3. 2000. S.490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Modelování plynových turbín v reálném čase s optimálním vyhlazováním // předtisky 11* IF AC Workshop Control Applications of Optimization. sv. 1. Petrohrad, 2000, pp. 212-217.

39. Thomas J. Rodling. Integrované systémy řízení letu // IEEE Aerospace and Electronic Systems. Vol.16. N. 5. 2001. S. 17-22.

Vezměte prosím na vědomí, že výše uvedené vědecké texty jsou zveřejněny pouze pro informační účely a byly získány pomocí rozpoznávání textu původní disertační práce (OCR). Proto mohou obsahovat chyby spojené s nedokonalými rozpoznávacími algoritmy. V souborech PDF disertačních prací a abstraktů, které dodáváme, takové chyby nejsou.

Vynález se týká oblasti konstrukce leteckých motorů a lze jej použít pro testování elektronických systémů (ACS) pro automatické řízení motorů s plynovou turbínou (GTE) s integrovanou řídicí jednotkou (BVK). Podstata vynálezu spočívá v tom, že se testuje BVK, simuluje se poruchy prvků ACS podle zákona exponenciálního rozdělení a selhání softwaru podle zákona normálního rozdělení, poté se určí počet poruch lokalizovaných pomocí BVK a koeficient úplnosti je stanovena na základě posledních a celkového počtu kontrol poruch jako poměr lokalizovaných poruch k celkovému počtu poruch a charakteristiky spolehlivosti ACS jako celku jsou vypočteny s ohledem na tento koeficient. Technickým výsledkem vynálezu je zvýšení účinnosti a spolehlivosti zkoušek dvoukanálových elektronických samohybných plynových turbínových motorů s BVK. 1 nemocný.

Výkresy pro RF patent 2351909

Vynález se týká oblasti konstrukce leteckých motorů a lze jej použít pro testování elektronických systémů (ACS) pro automatické řízení motorů s plynovou turbínou (GTE) s integrovanou řídicí jednotkou (BVK).

Existuje známý způsob testování hydromechanického samohybného děla za účelem stanovení doby mezi poruchami systému. Metoda spočívá v instalaci přední instance samohybné pistole na stolní analog motoru s plynovou turbínou, připojení simulátorů senzorů a ovladačů motoru s plynovou turbínou k samohybné pistoli, zapnutí elektrického pohonu vlastního motoru. -čerpadlo samohybné pistole a testování samohybné pistole po dobu rovnající se životnosti samohybné pistole, přičemž se zaznamenávají poruchy, ke kterým dojde během procesu testování.

Nevýhodou tohoto známého způsobu je, že je neekonomický: náklady na placení elektřiny, spotřebního materiálu (petrolej, voda, vzduch) jsou vysoké. mzdy personál údržby, nízká účinnost.

Tomuto vynálezu je v technické podstatě nejblíže způsob testování elektronického samohybného řídicího systému motoru s plynovou turbínou, který spočívá v experimentálním stanovení poruchovosti prvků řídicího systému a výpočtu spolehlivostních charakteristik řídicího systému s přihlédnutím k zohlednit počet poruch řídicího systému.

Nevýhodou této metody je malá účinnost při zjišťování ukazatelů spolehlivosti redundantních (například dvoukanálových) elektronických systémů automatického řízení s vyvinutým BVK, které zajišťuje rekonfiguraci systému automatického řízení při výskytu poruch v něm s postupnou degradací kvalitu řízení motoru s plynovou turbínou.

Účelem vynálezu je zvýšit účinnost a spolehlivost testů.

Tohoto cíle je dosaženo tím, že při metodě testování dvoukanálového elektronického automatického řídicího systému (ACS) motoru s plynovou turbínou (GTE) s integrovanou řídicí jednotkou (ICU), které spočívá v experimentálním stanovení poruchovosti prvků ACS a ICU a výpočet charakteristik spolehlivosti ACS s přihlédnutím k počtu poruch ACS, dodatečně otestujte BVK, simulujte poruchy prvků ACS podle zákona o exponenciálním rozdělení a selhání softwaru podle zákona o normálním rozdělení, pak určete počet poruch lokalizovaných BVK a na základě posledního a celkového počtu poruch určit koeficient úplnosti zkoušky, protože se vypočítá poměr lokalizovaných poruch k celkovému počtu poruch a charakteristiky spolehlivosti ACS jako celku se zohlední zohlednit tento koeficient.

Na obrázku je schéma zařízení, které implementuje navrhovanou metodu.

Zařízení obsahuje seřizovač poruch 1, převodníky 2 a 3 na elektrické a hydraulické signály stavěče, hlavní elektronickou část (EC) 4, výkonnou hydromechanickou část (HMC) 5 a BVK 6 ACS 7, komparátory 8 a 9 s pamětí s náhodným přístupem (RAM), čítače 10, 11, 12, zpracovatelským zařízením 13 a také model motoru (MD) 14 s EC 4 přes převodník 2 a GMC 5 přes převodník 3 připojený k regulátoru 1, informační vstup komparátoru 8 je připojen k výstupu EC 4 a řídicí vstup je připojen ke vstupu převodníku 2, informační vstup komparátoru 9 je připojen k výstupu GMCH 5 a řídicí vstup je na vstup převodníku 3, výstupy komparátorů 8 a 9 jsou připojeny k čítači 11, výstup BVK 6 je připojen k čítači 10, všechny čítače 10, 11, 12 jsou připojeny na zpracovatelské zařízení 13, výstup ECH 4 je připojen ke vstupu GMCH 5 a výstup GMCH 5 je připojen ke vstupu MD 14, výstup MD 14 je připojen ke vstupu ECH 4 z ACS 7.

Zařízení funguje následovně.

Regulátor 1 vyrobený například ve formě PC běžícího podle programu, který zajišťuje, že regulátor 1 reprodukuje poruchy prvků ACS 7 podle exponenciálního zákona, a software podle zákonů normální distribuce , prostřednictvím převodníků 2 a 3 dodává simulované poruchy do EC 4 a GMCH 5 ACS 7 Když se na výstupu regulátoru 1 objeví poruchový signál, jednotka je zapsána do čítače 12 a na výstupu převodníku 2 popř. 3 se objeví imitace poruchy prvku nebo softwaru v EC 4 nebo GMCH 5 ACS 7. Na začátku poruchového signálu je funkce zapsána do RAM komparátoru 8 (nebo 9 Fi výstupní stav EC 4). (F1) nebo GMCH 5 (F2) ACS 7.

EC 4 nebo GMCH 5 ACS 7 spolu s MD 14 jako řídicím objektem reagují na simulovanou poruchu. Pokud odezva ACS 7 na simulovanou poruchu vede ke změně výstupních parametrů motoru s plynovou turbínou (MD 14), pak funkční F1 (nebo F2) výstupního stavu nabývá nové hodnoty F1" (nebo F2). "). V tomto případě se na výstupu komparátoru 8 (nebo 9) objeví signál - známka poruchy vedoucí ke změně výstupních parametrů motoru s plynovou turbínou (MD 14). Tyto signály počítá čítač 11.

Pokud je detekována porucha imitace, lokalizována a bráněna BVK 6, objeví se na výstupu BVK 6 signál o detekované a „neutralizované“ poruše. Tyto signály počítá čítač 10.

Na konci zkušebního cyklu byly odečty počítadel 12 (celkový počet simulovaných poruch N), 11 (počet poruch vedoucích ke změnám parametrů motoru s plynovou turbínou N meas), 10 (počet poruch lokalizovaných BVK N lok ) se zasílají do zpracovatelského zařízení 13, kde je stanoveno následující:

Koeficient úplnosti kontroly Kpk

koeficient úplnosti kontroly převodovky

Poté jsou vypočteny charakteristiky spolehlivosti ACS jako celku: doba mezi poruchami vedoucími k vypnutí elektronické části ACS (Toech) a doba mezi neopravenou poruchou ACS vedoucí k svévolné změně provozního režimu. motoru s plynovou turbínou (T.vd).

K tomu slouží následující závislosti:

kde kontrolní bod je koeficient úplnosti ověření,

Kpk - koeficient úplnosti řízení,

Kvd - podíl nekontrolovaných poruch vedoucích k vypnutí motoru,

Celková poruchovost prvků jednoho kanálu elektronické části ACS:

m je počet prvků v samohybném dělu.

Je tak zajištěn plynulý přenos řízení z ER 2 na GMR 6, tzn. zlepšuje kvalitu provozu samohybných děl a v důsledku toho zvyšuje spolehlivost motoru s plynovou turbínou a bezpečnost letadla.

Literatura

1. GOST 2343-79 „Spolehlivost produktů leteckého vybavení“.

2. „Komplexní zkoušky digitálních automatických řídicích systémů plynových turbínových motorů“, t.o. CIAM č. 10607, 1986

NÁROK

Metoda testování dvoukanálového elektronického automatického řídicího systému (ACS) pro motor s plynovou turbínou (GTE) s integrovanou řídicí jednotkou (ICU), která spočívá v experimentálním stanovení poruchovosti prvků ACS a ICU a výpočtu spolehlivosti. charakteristika ACS zohledňující počet poruch ACS, vyznačující se tím, že BVK dodatečně testuje, simuluje poruchy prvků ACS podle zákona o exponenciálním rozdělení a selhání softwaru podle zákona o normálním rozdělení, pak počet se určí poruchy lokalizované BVK a na základě posledního a celkového počtu poruch se určí koeficient úplnosti zkoušky jako poměr lokalizovaných poruch k celkovému počtu poruch a vypočítá se charakteristika spolehlivosti ACS jako celku s tím, že zohlednit tento koeficient.

ÚVOD

Plynové turbínové motory (GTE) se za šedesát let svého vývoje staly hlavním typem motorů pro moderní letadla civilního letectví. Motory s plynovou turbínou jsou klasickým příkladem složitého zařízení, jehož části pracují dlouhou dobu v podmínkách vysokých teplot a mechanického zatížení. Vysoce účinný a spolehlivý provoz leteckých plynových turbínových elektráren moderních letadel není možný bez použití speciálních automatických řídicích systémů (ACS). Pro zajištění vysoké spolehlivosti a dlouhé životnosti je nesmírně důležité sledovat a řídit provozní parametry motoru. Obrovskou roli proto hraje výběr automatického systému řízení motoru.

V současné době jsou ve světě široce používána letadla, na kterých jsou instalovány motory generace V, vybavené nejnovějšími automatickými řídicími systémy, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechanická samohybná děla byla instalována na letecké motory s plynovou turbínou prvních generací.

Hydromechanické systémy ušly ve vývoji a zdokonalování dlouhou cestu, od nejjednodušších, založených na řízení dodávky paliva do spalovací komory (CC) otevíráním/zavíráním uzavíracího ventilu (ventilu), až po moderní hydroelektronické, v které všechny hlavní regulační funkce provádějí pomocí hydromechanických měřičů -rozhodujících zařízení a pouze k provádění určitých funkcí (omezení teploty plynu, otáček rotoru turbodmychadla atd.) se používají elektronické regulátory. Nyní to však nestačí. Aby byly splněny vysoké požadavky na bezpečnost a efektivitu letu, je nutné vytvořit plně elektronické systémy, ve kterých jsou všechny řídicí funkce vykonávány elektronickými prostředky a akční členy mohou být hydromechanické nebo pneumatické. Taková samohybná děla jsou schopna nejen sledovat velké množství parametrů motoru, ale také sledovat jejich trendy, řídit je, a tím podle zavedených programů nastavovat motor do příslušných provozních režimů a interagovat se systémy letadla za účelem dosažení maximální účinnost. Mezi takové systémy patří samohybné dělo FADEC.

Nezbytnou podmínkou pro správné posouzení technického stavu (diagnostiky) řídicího systému a jejich jednotlivých prvků, jakož i pro bezpečný provoz automatů je seriózní studie návrhu a provozu automatických řídicích systémů leteckých plynových turbínových motorů. řídicí systémy pro letecké elektrárny s plynovou turbínou obecně.

VŠEOBECNÉ INFORMACE O SYSTÉMECH AUTOMATICKÉHO ŘÍZENÍ PRO LETECTVÍ GTE

Účel systémů automatického řízení

řízení paliva motoru s plynovou turbínou

Samohybné dělo je určeno pro (obr. 1):

Ovládání spouštění a vypínání motoru;

ovládání provozního režimu motoru;

Zajištění stabilního provozu kompresoru a spalovací komory (CC) motoru v ustáleném a přechodném režimu;

Zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru;

Zajišťování výměny informací s letadlovými systémy;

Integrované řízení motoru jako součást letecké elektrárny pomocí příkazů z řídicího systému letadla;

Zajištění kontroly provozuschopnosti prvků ACS;

Provozní sledování a diagnostika stavu motoru (s kombinovaným automatickým řídicím systémem a řídicím systémem);

Příprava a dodání informací o stavu motoru do registračního systému.

Poskytování kontroly nad startováním a vypínáním motoru. Při spuštění plní samohybná pistole následující funkce:

Řídí přívod paliva do CS, vodicí lopatky (VA) a obtoků vzduchu;

Ovládá startovací zařízení a zapalovací jednotky;

Chrání motor při rázech, poruchách kompresoru a přehřátí turbíny;

Chrání startovací zařízení před překročením maximální rychlosti.

Rýže. 1.

Samohybný řídicí systém zajišťuje vypnutí motoru z libovolného provozního režimu na pokyn pilota nebo automaticky při dosažení mezních parametrů a krátkodobé přerušení dodávky paliva do hlavního kompresoru v případě ztráty plynové dynamiky stabilita kompresoru (GDU).

Ovládání provozního režimu motoru. Řízení se provádí podle příkazů pilota v souladu se stanovenými řídicími programy. Řídicí akcí je spotřeba paliva v kompresorové stanici. Při regulaci je zachován daný regulační parametr zohledňující parametry vzduchu na sání motoru a vnitromotorové parametry. Ve vícečlenných řídicích systémech lze také řídit geometrii průtokové části tak, aby bylo zajištěno optimální a adaptivní řízení s cílem zajistit maximální účinnost komplexu „CS - letadlo“.

Zajištění stabilního provozu kompresorové a motorové kompresorové stanice v ustáleném i přechodném režimu. Pro stabilní provoz kompresoru a kompresoru automatické programové řízení přívodu paliva do spalovacího prostoru v přechodových režimech, ovládání obtokových ventilů vzduchu od kompresoru nebo za kompresorem, ovládání úhlu instalace rotačních lopatek BHA a HA kompresoru se provádějí. Řízení zajišťuje plynulost řady provozních režimů s dostatečnou rezervou plyno-dynamické stability kompresoru (ventilátor, posilovací stupně, tlakové čerpadlo a nárůst tlaku). Aby nedocházelo k překročení parametrů v případě ztráty kompresoru GDU, jsou použity systémy proti přepětí a zablokování.

Zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru. Maximálními přípustnými parametry se rozumí maximální možné parametry motoru, omezené podmínkami pro splnění plynové a výškově-rychlostní charakteristiky. Dlouhodobý provoz v režimech s maximálními přípustnými parametry by neměl vést ke zničení částí motoru. V závislosti na konstrukci motoru jsou automaticky omezeny následující:

Maximální přípustné otáčky rotorů motoru;

Maximální přípustný tlak vzduchu za kompresorem;

Maximální teplota plynu za turbínou;

Maximální teplota materiálu turbínové lopatky;

Minimální a maximální spotřeba paliva v kompresorové stanici;

Maximální přípustná rychlost otáčení turbíny spouštěcího zařízení.

Pokud se turbína při prasknutí hřídele roztočí, motor se automaticky vypne s maximální možnou rychlostí palivového uzavíracího ventilu ve spalovacím prostoru. Lze použít elektronické čidlo, které detekuje překročení prahové rychlosti otáčení, nebo mechanické zařízení, které snímá vzájemné obvodové posunutí hřídele kompresoru a turbíny a určí okamžik prasknutí hřídele pro vypnutí přívodu paliva. V tomto případě mohou být ovládací zařízení elektronická, elektromechanická nebo mechanická.

Konstrukce ACS musí umožňovat nadsystémové prostředky ochrany motoru před zničením při dosažení mezních parametrů v případě poruchy hlavních řídicích kanálů ACS. Může být poskytnuta samostatná jednotka, která při dosažení maximální hodnoty pro výše uvedené systémové omezení některého z parametrů s maximální rychlostí vydá příkaz k přerušení dodávky paliva v CS.

Výměna informací se systémy letadel. Výměna informací se provádí prostřednictvím sériových a paralelních kanálů výměny informací.

Poskytování informací pro ovládání, testování a seřizování zařízení. Pro zjištění provozuschopného stavu elektronické části ACS, odstraňování závad a provozní seřízení elektronických jednotek obsahuje sada příslušenství motoru speciální ovládací, testovací a nastavovací panel. Dálkové ovládání se používá pro pozemní operace a v některých systémech je instalováno na palubě letadla. Výměna informací mezi ACS a konzolí probíhá pomocí kódovaných komunikačních linek pomocí speciálně připojeného kabelu.

Integrované řízení motoru jako součást systému řízení letadla pomocí příkazů z řídicího systému letadla. Pro dosažení maximální účinnosti motoru a letadla jako celku je integrováno řízení motoru a dalších řídicích systémů. Řídicí systémy jsou integrovány na základě palubních digitálních počítačových systémů integrovaných do palubního komplexního řídicího systému. Integrované řízení se provádí nastavením řídicích programů motoru z řídicího systému, který vydává parametry motoru pro řízení sání vzduchu (AI). Na signál ze samohybného řídicího systému VZ jsou vydávány povely k nastavení mechanizačních prvků motoru do polohy zvyšování rezerv kompresorového agregátu plynové turbíny. Aby se zabránilo poruchám v řízeném vzdušném letadle při změně letového režimu, je odpovídajícím způsobem upraven nebo fixován režim motoru.

Sledování provozuschopnosti prvků ACS. V elektronické části motoru ACS je automaticky sledována provozuschopnost prvků ACS. Pokud prvky ACS selžou, jsou informace o poruchách poskytnuty řídicímu systému letadla. Řídicí programy a struktura elektronické části ACS jsou překonfigurovány tak, aby byla zachována její funkčnost.

Provozní sledování a diagnostika stavu motoru. ACS integrovaný s řídicím systémem navíc plní následující funkce:

Příjem signálů z motorových a leteckých senzorů a alarmů, jejich filtrování, zpracování a výstup na palubní zobrazovací, registrační a jiné letecké systémy, převod analogových a diskrétních parametrů;

Toleranční kontrola měřených parametrů;

Sledování parametru tahu motoru během vzletu;

Sledování provozu kompresorové mechanizace;

Sledování polohy prvků zpětného zařízení při dopředném a zpětném tahu;

Výpočet a ukládání informací o provozních hodinách motoru;

Sledování hodinové spotřeby a hladiny oleje při tankování;

Sledování doby spouštění motoru a doběhu rotorů LPC a HPC během vypínání;

Monitorování systémů sání vzduchu a chladicích systémů turbín;

Kontrola vibrací součástí motoru;

Analýza trendů změn hlavních parametrů motoru v ustáleném stavu.

Na Obr. Na obrázku 2 je schematicky znázorněno složení jednotek automatického řídicího systému turbodmychadlového motoru.

Vzhledem k aktuálně dosahované úrovni provozních procesních parametrů leteckých plynových turbínových motorů je další zlepšování vlastností elektráren spojeno s hledáním nových metod řízení, s integrací samohybných řídicích systémů do jednotného systému řízení letadel a motorů. a jejich společné ovládání v závislosti na režimu a fázi letu. Tento přístup je možný s přechodem na elektronické digitální systémy řízení motoru, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), tzn. na systémy, ve kterých elektronika řídí motor ve všech fázích a režimech letu (systémy s plnou odpovědností).

Výhody digitálního řídicího systému s plnou odpovědností oproti hydromechanickému řídicímu systému jsou zřejmé:

Systém FADEC má dva nezávislé řídicí kanály, což výrazně zvyšuje jeho spolehlivost a eliminuje potřebu vícenásobného redundance a snižuje jeho hmotnost;

Rýže. 2.

Systém FADEC zajišťuje automatické spouštění, provoz v ustáleném stavu, omezení teploty plynu a rychlosti otáčení, rozběh po zhasnutí spalovací komory, ochranu proti přepětí v důsledku krátkodobého omezení dodávky paliva, funguje na základě různých typů dat přijímaných ze senzorů;

Systém FADEC je flexibilnější, protože... počet a povahu funkcí, které plní, lze zvýšit a změnit zavedením nových nebo úpravou stávajících programů řízení;

Systém FADEC výrazně snižuje pracovní zátěž posádky a umožňuje použití široce používané technologie řízení letadel typu fly-by-wire;

Funkce FADEC zahrnují monitorování stavu motoru, diagnostiku poruch a informace o údržbě pro celou hnací soustavu. Vibrace, výkon, teplota, chování palivového a olejového systému patří k mnoha provozním aspektům, které lze monitorovat, aby byla zajištěna bezpečnost, účinná kontrola životnosti a snížené náklady na údržbu;

Systém FADEC zajišťuje evidenci provozních hodin motoru a poškození jeho hlavních součástí, vlastní monitorování země a pojezdu s ukládáním výsledků do energeticky nezávislé paměti;

U systému FADEC odpadá nutnost seřizování a kontrol motoru po výměně některého z jeho komponentů.

Systém FADEC také:

Ovládá trakci ve dvou režimech: manuálním a automatickém;

Kontroluje spotřebu paliva;

Poskytuje optimální provozní podmínky řízením proudění vzduchu podél dráhy motoru a úpravou mezery za lopatkami turbínového motoru;

Řídí teplotu oleje integrovaného hnacího generátoru;

Zajišťuje dodržování omezení provozu systému obraceče tahu na zemi.

Na Obr. 3 jasně ukazuje širokou škálu funkcí, které samohybná děla FADEC vykonávají.

V Rusku se samohybná děla tohoto typu vyvíjejí pro úpravy motorů AL-31F, PS-90A a řady dalších produktů.

Rýže. 3. Účel digitálního řídicího systému motoru s plnou odpovědností

Odeslat svou dobrou práci do znalostní báze je jednoduché. Použijte níže uvedený formulář

Studenti, postgraduální studenti, mladí vědci, kteří využívají znalostní základnu ve svém studiu a práci, vám budou velmi vděční.

Zveřejněno na http://www.allbest.ru/

KONVENČNÍ ZKRATKY

AC - automatický systém

AD - letecký motor

VZ - nasávání vzduchu

VNA - vstupní vodicí lopatka

VS - letadlo

HP - vysoký tlak

GDU - plynodynamická stabilita

GTE - motor s plynovou turbínou

DI - dávkovací jehla

HPC - vysokotlaký kompresor

LPC - nízkotlaký kompresor

NA - vodicí lopatka

ND - nízký tlak

Přítlačná páka - páka ovládání motoru

SAU - automatický řídicí systém

SU - elektrárna

TVD - turbovrtulový motor; vysokotlaká turbína

LPT - nízkotlaká turbína

Turboventilátor - dvouokruhový proudový motor

TRDDF - dvouokruhový proudový motor s přídavným spalováním

TO - technická údržba

CPU - centrální procesorová jednotka

ACU - akční člen řídící jednotka - řídící jednotka pohonu

AFDX - formát datové sběrnice

ARINC 429 - formát dat digitální sběrnice

DEC/DECU - digitální elektronická řídicí jednotka - digitální řídicí jednotka motoru

EEC - electronic engine control - electronic engine control system unit; elektronický regulátor

EMU - monitorovací jednotka motoru - řídicí jednotka motoru

EOSU - elektronická jednotka ochrany proti přetáčení - modul ochrany proti přetáčení motoru

ETRAS - elektromechanický systém pohonu obraceče tahu - elektromechanický systém pohonu obraceče tahu

FADEC - digitální elektronické řízení s plnou autoritou - elektronický systém řízení motoru s plnou odpovědností

FCU - palivová řídící jednotka - regulátor dodávky paliva

FMS - sekce měření paliva - měřicí část

FMU - měřidlo paliva - zařízení pro dávkování paliva

N1 - nízkotlaké otáčky rotoru

N2 - vysokotlaké otáčky rotoru

ODMS - magnetický senzor oleje-debris - senzor pro detekci kovových částic v oleji

SAV - startovací vzduchový ventil - startovací vzduchový ventil

VMU - vibrační měřicí jednotka - vibrační měřicí zařízení

ÚVOD

1. Obecné informace o automatických řídicích systémech leteckých motorů s plynovou turbínou

2. Plynodynamická schémata plynových turbínových motorů

2.2 Ovládání motoru

3. Systémy řízení paliva

3.1 Hlavní regulátor průtoku paliva

3.2 Zjednodušené schéma hospodaření s palivem

3.3 Hydropneumatické systémy řízení paliva, turbovrtulová PT6

3.4 Systém řízení paliva Bendix DP-L2

3.5 Elektronický systém programování paliva

3.6 Řízení výkonu a programování paliva (CFM56-7B)

3.7 Systém řízení paliva APU

3.8 Nastavení systému řízení paliva

4. Automatický řídicí systém

4.1 Hlavní část

4.2 Popis a obsluha

4.3 Systém řízení paliva

4.4 Systém zobrazení spotřeby paliva

Seznam použité literatury

ÚVOD

Plynové turbínové motory (GTE) se za šedesát let svého vývoje staly hlavním typem motorů pro moderní letadla civilního letectví. Motory s plynovou turbínou jsou klasickým příkladem složitého zařízení, jehož části pracují dlouhou dobu v podmínkách vysokých teplot a mechanického zatížení. Vysoce účinný a spolehlivý provoz leteckých plynových turbínových elektráren moderních letadel není možný bez použití speciálních automatických řídicích systémů (ACS). Pro zajištění vysoké spolehlivosti a dlouhé životnosti je nesmírně důležité sledovat a řídit provozní parametry motoru. Obrovskou roli proto hraje výběr automatického systému řízení motoru.

V současné době jsou ve světě široce používána letadla, na kterých jsou instalovány motory generace V, vybavené nejnovějšími automatickými řídicími systémy, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechanická samohybná děla byla instalována na letecké motory s plynovou turbínou prvních generací.

Hydromechanické systémy ušly ve vývoji a zdokonalování dlouhou cestu, od nejjednodušších, založených na řízení dodávky paliva do spalovací komory (CC) otevíráním/zavíráním uzavíracího ventilu (ventilu), až po moderní hydroelektronické, v které všechny hlavní regulační funkce provádějí pomocí hydromechanických měřičů -rozhodujících zařízení a pouze k provádění určitých funkcí (omezení teploty plynu, otáček rotoru turbodmychadla atd.) se používají elektronické regulátory. Nyní to však nestačí. Aby byly splněny vysoké požadavky na bezpečnost a efektivitu letu, je nutné vytvořit plně elektronické systémy, ve kterých jsou všechny řídicí funkce vykonávány elektronickými prostředky a akční členy mohou být hydromechanické nebo pneumatické. Taková samohybná děla jsou schopna nejen sledovat velké množství parametrů motoru, ale také sledovat jejich trendy, řídit je, a tím podle zavedených programů nastavovat motor do příslušných provozních režimů a interagovat se systémy letadla za účelem dosažení maximální účinnost. Mezi takové systémy patří samohybné dělo FADEC.

Nezbytnou podmínkou pro správné posouzení technického stavu (diagnostiky) řídicího systému a jejich jednotlivých prvků, jakož i pro bezpečný provoz automatů je seriózní studie návrhu a provozu automatických řídicích systémů leteckých plynových turbínových motorů. řídicí systémy pro letecké elektrárny s plynovou turbínou obecně.

1. VŠEOBECNÉ INFORMACE O SYSTÉMECH AUTOMATICKÉHO ŘÍZENÍ PRO LETECTVÍ GTE

1.1 Účel systémů automatického řízení

řízení paliva motoru s plynovou turbínou

Samohybné dělo je určeno pro (obr. 1):

- ovládání spouštění a vypínání motoru;

- ovládání provozního režimu motoru;

- zajištění stabilního provozu kompresoru a spalovací komory (CC) motoru v ustáleném a přechodném režimu;

- zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru;

- zajištění výměny informací se systémy letadla;

- integrované řízení motoru jako součásti elektrárny letadla podle příkazů z řídicího systému letadla;

- zajištění kontroly provozuschopnosti prvků ACS;

- provozní sledování a diagnostika stavu motoru (s kombinovaným systémem automatického řízení a řídicího systému);

- příprava a dodání informací o stavu motoru do registračního systému.

Poskytování kontroly nad startováním a vypínáním motoru. Při spuštění plní samohybná pistole následující funkce:

- řídí přívod paliva do CS, rozváděcí lopatky (VA) a obtoky vzduchu;

- ovládá startovací zařízení a zapalovací jednotky;

- chrání motor při rázech, poruchách kompresoru a přehřátí turbíny;

- chrání startovací zařízení před překročením maximální rychlosti otáčení.

Rýže. 1. Účel systému automatického řízení motoru

Samohybný řídicí systém zajišťuje vypnutí motoru z libovolného provozního režimu na pokyn pilota nebo automaticky při dosažení mezních parametrů a krátkodobé přerušení dodávky paliva do hlavního kompresoru v případě ztráty plynové dynamiky stabilita kompresoru (GDU).

Ovládání provozního režimu motoru. Řízení se provádí podle příkazů pilota v souladu se stanovenými řídicími programy. Řídicí akcí je spotřeba paliva v kompresorové stanici. Při regulaci je zachován daný regulační parametr zohledňující parametry vzduchu na sání motoru a vnitromotorové parametry. Ve vícečlenných řídicích systémech lze také řídit geometrii průtokové části tak, aby bylo zajištěno optimální a adaptivní řízení s cílem zajistit maximální účinnost komplexu „CS - letadlo“.

Zajištění stabilního provozu kompresorové a motorové kompresorové stanice v ustáleném i přechodném režimu. Pro stabilní provoz kompresoru a kompresoru automatické programové řízení přívodu paliva do spalovacího prostoru v přechodových režimech, ovládání obtokových ventilů vzduchu od kompresoru nebo za kompresorem, ovládání úhlu instalace rotačních lopatek BHA a HA kompresoru se provádějí. Řízení zajišťuje plynulost řady provozních režimů s dostatečnou rezervou plyno-dynamické stability kompresoru (ventilátor, posilovací stupně, tlakové čerpadlo a nárůst tlaku). Aby nedocházelo k překročení parametrů v případě ztráty kompresoru GDU, jsou použity systémy proti přepětí a zablokování.

Zabránění překročení maximálních přípustných limitů parametrů motoru. Maximálními přípustnými parametry se rozumí maximální možné parametry motoru, omezené podmínkami pro splnění plynové a výškově-rychlostní charakteristiky. Dlouhodobý provoz v režimech s maximálními přípustnými parametry by neměl vést ke zničení částí motoru. V závislosti na konstrukci motoru jsou automaticky omezeny následující:

- maximální přípustná rychlost otáčení rotorů motoru;

- maximální přípustný tlak vzduchu za kompresorem;

- maximální teplota plynu za turbínou;

- maximální teplota materiálu lopatek turbíny;

- minimální a maximální spotřeba paliva v kompresorové stanici;

- maximální přípustná rychlost otáčení turbíny spouštěcího zařízení.

Pokud se turbína při prasknutí hřídele roztočí, motor se automaticky vypne s maximální možnou rychlostí palivového uzavíracího ventilu ve spalovacím prostoru. Lze použít elektronické čidlo, které detekuje překročení prahové rychlosti otáčení, nebo mechanické zařízení, které snímá vzájemné obvodové posunutí hřídele kompresoru a turbíny a určí okamžik prasknutí hřídele pro vypnutí přívodu paliva. V tomto případě mohou být ovládací zařízení elektronická, elektromechanická nebo mechanická.

Konstrukce ACS musí umožňovat nadsystémové prostředky ochrany motoru před zničením při dosažení mezních parametrů v případě poruchy hlavních řídicích kanálů ACS. Může být poskytnuta samostatná jednotka, která při dosažení maximální hodnoty pro výše uvedené systémové omezení některého z parametrů s maximální rychlostí vydá příkaz k přerušení dodávky paliva v CS.

Výměna informací se systémy letadel. Výměna informací se provádí prostřednictvím sériových a paralelních kanálů výměny informací.

Poskytování informací pro ovládání, testování a seřizování zařízení. Pro zjištění provozuschopného stavu elektronické části ACS, odstraňování závad a provozní seřízení elektronických jednotek obsahuje sada příslušenství motoru speciální ovládací, testovací a nastavovací panel. Dálkové ovládání se používá pro pozemní operace a v některých systémech je instalováno na palubě letadla. Výměna informací mezi ACS a konzolí probíhá pomocí kódovaných komunikačních linek pomocí speciálně připojeného kabelu.

Integrované řízení motoru jako součást systému řízení letadla pomocí příkazů z řídicího systému letadla. Pro dosažení maximální účinnosti motoru a letadla jako celku je integrováno řízení motoru a dalších řídicích systémů. Řídicí systémy jsou integrovány na základě palubních digitálních počítačových systémů integrovaných do palubního komplexního řídicího systému. Integrované řízení se provádí nastavením řídicích programů motoru z řídicího systému, který vydává parametry motoru pro řízení sání vzduchu (AI). Na signál ze samohybného řídicího systému VZ jsou vydávány povely k nastavení mechanizačních prvků motoru do polohy zvyšování rezerv kompresorového agregátu plynové turbíny. Aby se zabránilo poruchám v řízeném vzdušném letadle při změně letového režimu, je odpovídajícím způsobem upraven nebo fixován režim motoru.

Sledování provozuschopnosti prvků ACS. V elektronické části motoru ACS je automaticky sledována provozuschopnost prvků ACS. Pokud prvky ACS selžou, jsou informace o poruchách poskytnuty řídicímu systému letadla. Řídicí programy a struktura elektronické části ACS jsou překonfigurovány tak, aby byla zachována její funkčnost.

Provozní sledování a diagnostika stavu motoru. ACS integrovaný s řídicím systémem navíc plní následující funkce:

- příjem signálů z motorových a leteckých senzorů a alarmů, jejich filtrování, zpracování a výstup na palubní zobrazovací, registrační a jiné systémy letadla, převod analogových a diskrétních parametrů;

- kontrola tolerance měřených parametrů;

- kontrola parametru tahu motoru při vzletu;

- sledování provozu kompresorové mechanizace;

- ovládání polohy prvků zpětného zařízení při dopředném a zpětném tahu;

- výpočet a ukládání informací o provozních hodinách motoru;

- kontrola hodinové spotřeby a hladiny oleje při tankování;

- kontrola doby startu motoru a doběhu rotorů LPC a HPC během odstávky;

- řízení systémů sání vzduchu a chladicích systémů turbín;

- kontrola vibrací součástí motoru;

- analýza trendů změn hlavních parametrů motoru v ustáleném stavu.

Na Obr. Na obrázku 2 je schematicky znázorněno složení jednotek automatického řídicího systému turbodmychadlového motoru.

Vzhledem k aktuálně dosahované úrovni provozních procesních parametrů leteckých plynových turbínových motorů je další zlepšování vlastností elektráren spojeno s hledáním nových metod řízení, s integrací samohybných řídicích systémů do jednotného systému řízení letadel a motorů. a jejich společné ovládání v závislosti na režimu a fázi letu. Tento přístup je možný s přechodem na elektronické digitální systémy řízení motoru, jako je FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), tzn. na systémy, ve kterých elektronika řídí motor ve všech fázích a režimech letu (systémy s plnou odpovědností).

Výhody digitálního řídicího systému s plnou odpovědností oproti hydromechanickému řídicímu systému jsou zřejmé:

- systém FADEC má dva nezávislé řídicí kanály, což výrazně zvyšuje jeho spolehlivost a eliminuje potřebu vícenásobného redundance a snižuje jeho hmotnost;

Rýže. 2. Složení jednotek systému automatického řízení, monitorování a dodávky paliva turbodmychadlového motoru

- systém FADEC zajišťuje automatický start, provoz v ustálených režimech, omezení teploty plynu a otáček, rozběh po zhasnutí spalovací komory, ochrana proti přepětí z důvodu krátkodobého omezení dodávky paliva, funguje na základě různých typů dat přijímaných ze senzorů;

- systém FADEC má větší flexibilitu, protože počet a povahu funkcí, které plní, lze zvýšit a změnit zavedením nových nebo úpravou stávajících programů řízení;

- systém FADEC výrazně snižuje pracovní zátěž pro posádku a zajišťuje použití široce používané technologie řízení letadla typu fly-by-wire;

Funkce FADEC zahrnují monitorování stavu motoru, diagnostiku poruch a informace o údržbě pro celou hnací soustavu. Vibrace, výkon, teplota, chování palivového a olejového systému patří k mnoha provozním aspektům, které lze monitorovat, aby byla zajištěna bezpečnost, účinná kontrola životnosti a snížené náklady na údržbu;

- systém FADEC zajišťuje evidenci provozních hodin motoru a poškození jeho hlavních součástí, vlastní monitorování země a pojezdu s ukládáním výsledků do energeticky nezávislé paměti;

- u systému FADEC není potřeba seřizování a kontroly motoru po výměně některého z jeho komponentů.

Systém FADEC také:

- ovládá trakci ve dvou režimech: manuálním a automatickém;

- kontroluje spotřebu paliva;

- poskytuje optimální provozní režimy řízením proudění vzduchu podél dráhy motoru a úpravou mezery za lopatkami turbínového motoru;

- řídí teplotu oleje integrovaného hnacího generátoru;

- zajišťuje dodržování omezení provozu systému zpětného chodu tahu na zemi.

Na Obr. 3 jasně ukazuje širokou škálu funkcí, které samohybná děla FADEC vykonávají.

V Rusku se samohybná děla tohoto typu vyvíjejí pro úpravy motorů AL-31F, PS-90A a řady dalších produktů.

Rýže. 3. Účel digitálního řídicího systému motoru s plnou odpovědností

1.2 Problémy vznikající při provozu automatických systémů řízení motoru typu FADEC

Nutno podotknout, že vzhledem k dynamičtějšímu rozvoji elektroniky a informačních technologií v zahraničí zvažovala řada firem zabývajících se výrobou samohybných děl v polovině 80. let přechod na systémy typu FADEC. Některé aspekty tohoto problému a problémy s ním spojené byly nastíněny ve zprávách NASA a řadě periodik. Poskytují však pouze obecná ustanovení a naznačují hlavní výhody elektronických digitálních samohybných děl. Problémy vznikající při přechodu na elektronické systémy, způsoby jejich řešení a otázky související se zajištěním požadovaných ukazatelů systémů automatického řízení nebyly publikovány.

Dnes je jednou z nejnaléhavějších výzev pro samohybná děla postavená na bázi elektronických digitálních systémů úkol zajistit požadovanou úroveň spolehlivosti. Důvodem jsou především nedostatečné zkušenosti s vývojem a provozem takových systémů.

Jsou známy případy poruch samohybných děl FADEC zahraničních leteckých plynových turbínových motorů z podobných důvodů. Například u samohybných děl FADEC instalovaných na turboventilátorech Rolls-Royce AE3007A a AE3007C byly zaznamenány poruchy tranzistorů, které mohly způsobit poruchy těchto motorů používaných u dvoumotorových letadel za letu.

Pro turbodmychadlový motor AS900 bylo potřeba implementovat program, který by automaticky omezoval parametry pro zlepšení spolehlivosti systému FADEC a také zabránil, detekoval a obnovil normální provoz po přepětí a přetížení. Turbodmychadlový motor AS900 byl dále vybaven ochranou proti přetáčení, duálním připojením pro přenos dat do snímačů kritických parametrů pomocí sběrnice a diskrétních signálů dle standardu ARINK 429.

Specialisté podílející se na vývoji a implementaci samohybných děl FADEC objevili mnoho logických chyb, jejichž náprava si vyžádala značné finanční prostředky. Zjistili však, že v budoucnu bude možné díky vylepšení systému FADEC předvídat životnost všech součástí motoru. To umožní monitorovat flotilu letadel na dálku z centrálního místa v jakékoli oblasti zeměkoule.

Zavedení těchto novinek usnadní přechod od ovládání aktorů pomocí centrálních mikroprocesorů k vytvoření inteligentních mechanismů vybavených vlastními řídicími procesory. Výhodou takového „distribuovaného systému“ bude snížení hmotnosti díky eliminaci vedení pro přenos signálu a souvisejících zařízení. Bez ohledu na to budou jednotlivé systémy nadále vylepšovány.

Slibné implementace pro jednotlivé motory s plynovou turbínou zahraniční výroby jsou:

- vylepšení řídicího systému motoru, zajišťujícího automatický start a volnoběh s řízením odvzdušňování a protinámrazového systému, synchronizaci chodu motorových systémů pro dosažení nízké hladiny hluku a automatické zachování charakteristiky, jakož i řízení couvání přístroj;

Změna principu činnosti FADEC ACS za účelem řízení motoru ne podle signálů ze snímačů tlaku a teploty, ale přímo podle rychlosti otáčení vysokotlakého rotoru, protože tento parametr je snáze měřitelný než signál z dvojitého systému teplotně-tlakových čidel, který je u stávajících motorů nutno převést. Nový systém umožní vyšší rychlost odezvy a menší variace v regulační smyčce;

Instalace mnohem výkonnějšího procesoru pomocí standardních průmyslových čipů a zajištění diagnostiky a prognózy stavu (provozuschopnosti) motoru a jeho charakteristik, vývoj samohybného děla FADEC typu PSC. PSC je systém v reálném čase, který lze použít k optimalizaci výkonu motoru podléhajícího mnoha omezením, například k minimalizaci specifické spotřeby paliva při konstantním tahu;

- začlenění integrovaného systému sledování technického stavu motoru do FADEC ACS. Motor je regulován podle snížených otáček ventilátoru s ohledem na výšku letu, venkovní teplotu, tah a Machovo číslo;

Kombinace systému monitorování motoru, EMU (Engine Monitoring Unit), s FADEC, který umožní porovnat více dat v reálném čase a poskytne větší bezpečnost, když motor pracuje „blízko fyzikálních limitů“. Na základě aplikace zjednodušeného termodynamického modelu, ve kterém jsou faktory jako změny teploty a napětí brány v úvahu společně jako kumulativní index únavy, umožňuje EMU také sledování frekvence používání v průběhu času. Nechybí ani sledování situací, jako jsou „pískání“, skřípání, zvýšené vibrace, přerušovaný start, porucha plamene a ráz motoru. Novinkou pro systém FADEC je použití magnetického senzoru pro detekci kovových částic ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), který umožňuje nejen určit velikost a množství částic obsahujících železo, ale také je odstranit o 70.. 0,80 % pomocí odstředivky. Pokud je detekován nárůst počtu částic, jednotka EMU vám umožní zkontrolovat vibrace a identifikovat nebezpečné procesy, například hrozící poruchu ložisek (u turboventilátorových motorů EJ200);

Vytvoření třetí generace dvoukanálového digitálního automatického řídicího systému FADEC společností General Electric, jehož doba odezvy je výrazně kratší a kapacita paměti je větší než u předchozích automatických řídicích systémů FADEC dvouokruhových motorů vyráběných touto společností. . Díky tomu má samohybné dělo další rezervní schopnosti pro zvýšení spolehlivosti motoru a tahu. FADEC ACS bude mít také slibnou schopnost filtrovat vibrační signály za účelem stanovení a diagnostiky příznaků hrozícího selhání součásti/dílu na základě spektrální analýzy známých poruchových režimů a poruch, například zničení oběžné dráhy ložiska. Díky takové identifikaci bude na konci letu přijato upozornění na nutnost údržby. FADEC ACS bude obsahovat další elektronickou desku s názvem Personality Board. Jeho charakteristickým znakem je datová sběrnice, která odpovídá novému standardu Airbus (AFDX) a nové funkce (kontrola překročení rychlosti, kontrola trakce atd.). Nová deska navíc rozšíří komunikaci se zařízením pro měření vibrací VMU (Vibration Measurment Unit) a elektromechanickým systémem pohonu zařízení pro obracení tahu ETRAS (Electromechanical Thrust Reverser Actuation System).

2. PLYNOVÁ DYNAMICKÁ SCHÉMA PLYNOVÝCH TURBÍNOVÝCH MOTORŮ

Komplexní požadavky na provozní podmínky nadzvukových vícerežimových letadel nejlépe splňují proudové (TRJ) a obtokové proudové motory (TRDE). Tyto motory mají společný charakter tvorby volné energie, rozdíl je v charakteru jejího využití.

U jednookruhového motoru (obr. 4) se volná energie, kterou má pracovní tekutina za turbínou k dispozici, přímo přeměňuje na kinetickou energii vytékajícího paprsku. U dvouokruhového motoru se pouze část volné energie přemění na kinetickou energii vytékajícího proudu. Zbývající část volné energie jde ke zvýšení kinetické energie dodatečné hmoty vzduchu. Energie je převáděna na přídavnou vzduchovou hmotu pomocí turbíny a ventilátoru.

Využití části volné energie k urychlení dodatečné vzduchové hmoty při určitých hodnotách parametrů provozního procesu, a tedy při určité hodinové spotřebě paliva, umožňuje zvýšit tah motoru a snížit měrnou spotřebu paliva.

Nechť průtok vzduchu proudovým motorem je průtok plynu. U dvouokruhového motoru je průtok vzduchu ve vnitřním okruhu stejný jako u jednookruhového motoru a průtok plynu je stejný; ve vnějším obrysu a (viz obr. 4).

Budeme předpokládat, že průtok vzduchu a průtok plynu jednookruhového motoru, který charakterizuje úroveň volné energie, má určité hodnoty při každé hodnotě rychlosti letu.

Podmínky rovnováhy výkonových toků u proudových motorů a turbodmychadel při absenci ztrát v prvcích dráhy plyn-vzduch, zajišťujících zvýšení kinetické energie přídavné hmoty vzduchu, lze znázornit výrazy

Rýže. 4. Dvouokruhové a jednookruhové motory s jedním okruhem turbodmychadla

(1)

(2)

Při vysvětlení posledního výrazu si všimneme, že část volné energie přenesené do vnějšího okruhu zvyšuje energii toku z hladiny, kterou má přicházející tok do hladiny.

Získáme rovnítko mezi pravými stranami výrazů (1) a (2) s přihlédnutím k zápisu

, . (3)

Tah dvouokruhového motoru je určen výrazem

(4)

Pokud je výraz (3) vyřešen relativně a výsledek je dosazen do výrazu (4), dostáváme

. (5)

Maximálního tahu motoru pro dané hodnoty at je dosaženo při, jak vyplývá z řešení rovnice.

Výraz (5) at má tvar

(6)

Nejjednodušším výrazem pro tah motoru je kdy

Tento výraz ukazuje, že zvýšení obtokového poměru vede k monotónnímu zvýšení tahu motoru. A zejména je vidět, že přechod z jednookruhového motoru (t = 0) na dvouokruhový s t = 3 je doprovázen zdvojnásobením tahu. A protože spotřeba paliva v plynovém generátoru zůstává nezměněna, snižuje se na polovinu i měrná spotřeba paliva. Ale specifický tah dvouokruhového motoru je nižší než u jednookruhového motoru. Při V = 0 je specifický tah určen výrazem

což ukazuje, že jak se t zvyšuje, specifický tah klesá.

Jedním ze znaků rozdílů v obvodech dvouokruhových motorů je povaha interakce toků vnitřního a vnějšího okruhu.

Dvouokruhový motor, ve kterém se proud plynu z vnitřního okruhu mísí s proudem vzduchu za ventilátorem – proudem vnějšího okruhu – se nazývá dvouokruhový motor se smíšeným prouděním.

Dvouokruhový motor, ve kterém uvedené proudy vytékají z motoru odděleně, se nazývá dvouokruhový motor s oddělenými okruhy.

2.1 Plynodynamické charakteristiky plynových turbínových motorů

Výstupní parametry motoru - tah P, měrný tah Psp a měrná spotřeba paliva Csp - jsou zcela určeny parametry jeho pracovního procesu, které jsou u každého typu motoru v určité závislosti na letových podmínkách a parametru, který určuje provozní režim motoru.

Parametry pracovního procesu jsou: teplota vzduchu na vstupu motoru T v *, míra nárůstu celkového tlaku vzduchu v kompresoru, obtokový poměr t, teplota plynu před turbínou, průtok v charakter. úseky cesty plyn-vzduch, účinnost jejích jednotlivých prvků atd. .

Letové podmínky jsou charakterizovány teplotou a tlakem nerušeného proudění Tn a Pn a také rychlostí V (neboli sníženou rychlostí ln, neboli Machovým číslem) letu.

Parametry Tn a V (M nebo l n), charakterizující letové podmínky, určují také parametr T procesu provozu motoru v *.

Potřebný tah motoru instalovaného v letadle je určen vlastnostmi draku letadla, podmínkami a povahou letu. Při vodorovném ustáleném letu tedy musí být tah motoru přesně roven aerodynamickému odporu letadla P = Q; při zrychlování v horizontální rovině i při stoupání musí tah převyšovat odpor

a čím vyšší je požadované zrychlení a úhel stoupání, tím vyšší je požadovaný tah. Požadovaný tah se také zvyšuje s rostoucím přetížením (nebo úhlem náklonu) při zatáčení.

Limity tahu jsou dány maximálním provozním režimem motoru. Tah a měrná spotřeba paliva v tomto režimu závisí na výšce a rychlosti letu a obvykle odpovídá podmínkám maximální pevnosti takových parametrů provozního procesu, jako je teplota plynu před turbínou, otáčky rotoru motoru a teplota plynu v přídavném spalování.

Provozní režimy motoru, ve kterých je tah pod maximem, se nazývají režimy plynu. Škrcení motoru - snížení tahu je dosaženo snížením příkonu tepla.

Plynově dynamické vlastnosti motoru s plynovou turbínou jsou určeny hodnotami konstrukčních parametrů, charakteristikami prvků a programem řízení motoru.

Konstrukčními parametry motoru budeme rozumět hlavní parametry pracovního procesu při maximálních režimech při teplotě vzduchu na vstupu do motoru = , stanovené pro daný motor.

Hlavními prvky cesty plyn-vzduch různých konstrukcí motorů jsou kompresor, spalovací komora, turbína a výstupní tryska.

Stanoví se charakteristika kompresoru (stupně kompresoru) (obr. 5).

Rýže. 5. Charakteristika kompresoru: a-a - mez stability; in-in - uzavírací vedení na výstupu z kompresoru; s-s - řada provozních režimů

závislost stupně zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru na relativní proudové hustotě na vstupu do kompresoru a snížené rychlosti otáčení rotoru kompresoru, jakož i závislost účinnosti na stupni zvýšení celkový tlak vzduchu a snížená frekvence rotoru kompresoru:

. (7)

Snížený průtok vzduchu souvisí s relativní proudovou hustotou q(l v) pomocí výrazu

(8)

kde je plocha průtokové části vstupní části kompresoru, představuje množství proudícího vzduchu za standardních atmosférických podmínek na zemi = 288 K, = 101325 N/m2. Podle velikosti. průtok vzduchu při známých hodnotách celkového tlaku a brzdné teploty T* se vypočítá podle vzorce

(9)

Posloupnost pracovních bodů, určená podmínkami společného provozu prvků motoru v různých ustálených provozních režimech, tvoří řadu provozních režimů. Důležitou provozní charakteristikou motoru je rezerva stability kompresoru v bodech na linii provozních režimů, která je určena výrazem

(10)

Index "g" odpovídá parametrům hranice stabilního provozu kompresoru při stejné hodnotě n pr jako v bodě čáry provozních režimů.

Spalovací prostor bude charakterizován součinitelem úplnosti spalování paliva a součinitelem celkového tlaku.

Celkový tlak plynu ve spalovací komoře klesá v důsledku přítomnosti hydraulických ztrát charakterizovaných celkovým tlakovým součinitelem g a ztrát způsobených dodávkou tepla. Ty jsou charakterizovány koeficientem. Celková celková tlaková ztráta je určena produktem

. (11)

Hydraulické ztráty i ztráty způsobené příkonem tepla se zvyšují s rostoucí rychlostí proudění na vstupu do spalovací komory. Ztráta celkového průtokového tlaku způsobená dodávkou tepla se také zvyšuje se zvyšujícím se stupněm ohřevu plynu, určený poměrem hodnot průtokové teploty na výstupu ze spalovací komory a na vstupu do ní

/.

Zvýšení stupně ohřevu a rychlosti proudění na vstupu do spalovací komory je doprovázeno zvýšením rychlosti plynu na konci spalovací komory, a pokud se rychlost plynu blíží rychlosti zvuku, plynové dynamické „uzamknutí“ kanálu. Při plynodynamickém „uzamčení“ kanálu není možné další zvýšení teploty plynu bez snížení rychlosti na vstupu do spalovací komory.

Charakteristiky turbíny jsou určeny závislostmi relativní proudové hustoty v kritickém úseku tryskového aparátu prvního stupně q(l s a) a účinnosti turbíny na stupni snížení celkového tlaku plynu v turbíně, snížená rychlost otáčení rotoru turbíny a kritická plocha průřezu zařízení trysky prvního stupně:

Proudové trysky se vyznačují rozsahem změn v oblastech kritického a výstupního úseku a rychlostním koeficientem.

Výkonové parametry motoru jsou rovněž významně ovlivněny charakteristikou sání vzduchu, které je prvkem letecké elektrárny. Charakteristiku nasávání vzduchu představuje celkový tlakový koeficient

kde je celkový tlak nerušeného proudu vzduchu; - celkový tlak proudu vzduchu na vstupu kompresoru.

Každý typ motoru tak má určité rozměry charakteristických úseků a charakteristiky svých prvků. Kromě toho má motor určitý počet regulačních faktorů a omezení hodnot parametrů jeho provozního procesu. Pokud je počet regulačních faktorů vyšší než jeden, pak určité letové podmínky a provozní režimy mohou v zásadě odpovídat omezenému rozsahu hodnot parametrů provozního procesu. Z celého tohoto rozsahu možných hodnot parametrů provozního procesu bude vhodná pouze jedna kombinace parametrů: v maximálním režimu ta kombinace, která poskytuje maximální tah, a v režimu plynu, která poskytuje minimální spotřebu paliva při hodnotě tahu, která určuje tento režim. Je nutné mít na paměti, že počet samostatně řízených parametrů pracovního procesu - parametrů na základě kvantitativních ukazatelů, kterými je pracovní proces motoru řízen (nebo stručně - řízení motoru) se rovná počtu motorů. kontrolní faktory. A určité hodnoty těchto parametrů odpovídají určitým hodnotám zbývajících parametrů.

Závislost řízených parametrů na letových podmínkách a provozním režimu motoru je určena řídicím programem motoru a je zajištěna automatickým řídicím systémem (ACS).

Letové podmínky, které ovlivňují chod motoru, jsou nejúplněji charakterizovány parametrem, který je zároveň parametrem pracovního procesu motoru. Řídicím programem motoru se proto rozumí závislost řízených parametrů pracovního procesu nebo stavu řízených prvků motoru na stagnační teplotě vzduchu na vstupu motoru a jeden z parametrů, které určují provozní režim motoru. - teplota plynu před turbínou, otáčky rotoru jednoho ze stupňů nebo tah motoru P.

2.2 Ovládání motoru

Motor s pevnou geometrií má pouze jeden řídící faktor – množství vneseného tepla.

Rýže. 6. Řada provozních režimů na charakteristice kompresoru

Parametry buď nebo mohou sloužit jako řízený parametr přímo určený množstvím vneseného tepla. Ale protože je parametr nezávislý, pak jako řízený parametr mohou být přiřazeny parametry a snížená rychlost otáčení

Navíc v různých rozsazích hodnot mohou být různé parametry použity jako řízený parametr.

Rozdíl v možných programech řízení motoru s pevnou geometrií je způsoben rozdílem v přípustných hodnotách parametrů a v maximálních režimech.

Pokud při změně teploty vzduchu na vstupu motoru požadujeme, aby se teplota plynu před turbínou při maximálních podmínkách neměnila, pak budeme mít řídicí program. Relativní teplota se bude měnit v souladu s výrazem.

Na Obr. Obrázek 6 ukazuje, že každá hodnota podél linie provozních režimů odpovídá určitým hodnotám parametrů a. (obr. 6) také ukazuje, že když< 1, а это может быть в случае < ; величина приведенной частоты вращения превосходит единицу. При увеличении свыше единицы КПД компрессора существенно снижается, поэтому работа в этой области значений обычно не допускается, для чего вводится ограничение? 1. В таком случае при< независимо управляемым параметром является. На максимальных режимах программа управления определяется условием = 1.

Pro zajištění provozu při = 1 je nutné, aby relativní teplota byla = 1, což je v souladu s výrazem

Zveřejněno na http://www.allbest.ru/

je ekvivalentní podmínce. Proto, jak snížíte níže, hodnota by se měla snížit. Na základě výrazu (12) se také sníží rychlost otáčení. Parametry budou odpovídat vypočteným hodnotám.

V oblasti za podmínky = const se hodnota parametru může při zvyšování měnit různými způsoby - může se zvyšovat, snižovat, nebo zůstat nezměněna, což závisí na vypočteném stupni.

zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru a charakteru řízení kompresoru. Když program = const vede ke zvýšení, když se zvyšuje, a vzhledem k pevnostním podmínkám je zvýšení rychlosti otáčení nepřijatelné, je použit program Teplota plynu před turbínou, jak se zvyšuje, přirozeně se snižuje tyto případy.

Šunky těchto parametrů slouží jako řídicí signál v systému automatického řízení motoru při poskytování programů. Při poskytování programu = const může být řídicím signálem hodnota -- nebo menší hodnota, která při = const a = const v souladu s výrazem

jednoznačně určuje hodnotu Použití hodnoty jako řídicího signálu může být způsobeno omezením provozní teploty citlivých prvků termočlánku.

Pro zajištění řízení program = const lze také použít programové řízení parametrem, jehož hodnota bude funkcí (obr. 7).

Uvažované řídicí programy jsou obecně kombinované. Když motor pracuje v podobných režimech, ve kterých jsou všechny parametry určené relativními hodnotami nezměněny. Jedná se o hodnoty snížené rychlosti proudění ve všech sekcích proudové sekce motoru s plynovou turbínou, snížené teploty a stupně zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru. Hodnota, které odpovídají vypočtené hodnoty a která odděluje dvě podmínky řídicího programu, v mnoha případech odpovídá standardním atmosférickým podmínkám na zemi = 288 K. Ale v závislosti na účelu motoru může být hodnota méně nebo více.

Pro motory vysokohorských podzvukových letadel může být vhodné přiřadit< 288 К. Так, для того чтобы обеспечить работу двигателя в условиях М = 0,8; Н? 11 км при =, необходимо = 244 К. Тогда при = 288 К относительная
teplota bude = 1,18 a motor bude v režimu maxima
pracovat v< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(křivka 1, obr. 7) než motor c (křivka 0).

Pro motor určený pro vysokorychlostní letadla ve velkých výškách může být vhodné přiřadit (křivka 2). Rychlost proudění vzduchu a stupeň zvýšení celkového tlaku vzduchu v kompresoru u takového motoru při > 288 K jsou vyšší než u motoru s = 288 K Ale teplota plynu před

Rýže. 7. Závislost hlavních parametrů pracovního procesu motoru: a - s konstantní geometrií na teplotě vzduchu na vstupu kompresoru, b - s konstantní geometrií na návrhové teplotě vzduchu

turbína dosahuje maximální hodnoty v tomto případě při vyšších hodnotách a tedy při vyšších Machových číslech letu. Takže pro motor s = 288 K může být maximální přípustná teplota plynu před turbínou u země M? 0 a ve výškách H? 11 km - na M? 1,286. Pokud motor pracuje v podobných režimech, například do = 328 K, pak bude maximální teplota plynu před turbínou u země na M? 0,8 a ve výškách H? 11 km - na M? 1,6; v režimu vzletu bude teplota plynu = 288/328

Aby bylo možné pracovat až do = 328 K, musí být rychlost otáčení zvýšena o = 1,07 krát ve srovnání se vzletem.

Volba > 288 K může být způsobena i nutností udržovat požadovaný vzletový tah při zvýšených teplotách vzduchu.

Zvýšení průtoku vzduchu při > zvýšením je tedy zajištěno zvýšením otáček rotoru motoru a snížením měrného tahu při vzletu v důsledku poklesu.

Jak je vidět, hodnota má významný vliv na parametry provozního procesu motoru a jeho výstupní parametry a spolu s ní je tedy kalkulovaným parametrem motoru.

3. SYSTÉMY ŘÍZENÍ PALIVA

3.1 Hlavní regulátor průtoku paliva a elektronické regulátory

3.1.1 Hlavní regulátor průtoku paliva

Hlavním regulátorem průtoku paliva je motorem poháněná jednotka ovládaná mechanicky, hydraulicky, elektricky nebo pneumaticky v různých kombinacích. Účelem systému řízení paliva je udržovat požadovaný poměr vzduch-palivo-palivo - vzduchové systémy hmotnostně ve spalovacím pásmu přibližně 15:1. Tento poměr představuje poměr hmotnosti primárního vzduchu vstupujícího do spalovací komory k hmotnosti paliva. Někdy se používá poměr paliva a vzduchu 0,067:1. Všechna paliva vyžadují pro úplné spalování určité množství vzduchu, tzn. bohatá nebo chudá směs se spálí, ale ne úplně. Ideální poměr vzduchu a leteckého paliva je 15:1 a nazývá se stechiometrická (chemicky správná) směs. Je velmi běžné najít poměr vzduchu a paliva 60:1. Když k tomu dojde, autor představuje poměr vzduchu a paliva založený na celkovém průtoku vzduchu spíše než na průtoku primárního vzduchu vstupujícího do spalovací komory. Pokud je primární průtok 25 % celkového průtoku vzduchu, pak poměr 15:1 je 25 % poměru 60:1. U leteckých plynových turbínových motorů dochází k přechodu z bohaté směsi na směs chudou s poměrem 10:1 při zrychlení a 22:1 při zpomalení. Pokud motor spotřebuje 25 % celkové spotřeby vzduchu ve spalovací zóně, budou poměry následující: 48:1 při akceleraci a 80:1 při zpomalování.

Když pilot posune páku ovládání paliva (plyn) dopředu, spotřeba paliva se zvýší. Zvýšení spotřeby paliva znamená zvýšení spotřeby plynu ve spalovací komoře, což zase zvyšuje úroveň výkonu motoru. U turbodmychadel a turbodmychadel to způsobuje zvýšení tahu. U turbovrtulových a turbohřídelových motorů to bude znamenat zvýšení výstupního výkonu hnacího hřídele. Rychlost otáčení vrtule se buď zvýší, nebo zůstane nezměněna, jak stoupá stoupání vrtule (úhel jejích listů). Na Obr. 8. Je uveden diagram poměru komponentů systémů palivo-vzduch pro typický letecký motor s plynovou turbínou. Diagram ukazuje poměr vzduch-palivo a rychlost vysokotlakého rotoru, jak je vnímá zařízení pro řízení průtoku paliva pomocí odstředivých závaží, vysokotlakého regulátoru rychlosti rotoru.

Rýže. 8. Provozní schéma palivo - vzduch

V klidovém režimu je 20 dílů vzduchu ve směsi na čáře statického (stabilního) stavu a 15 dílů je v rozsahu od 90 do 100 % otáček vysokotlakého rotoru.

Jak se motor opotřebovává, poměr vzduch-palivo 15:1 se bude měnit, protože účinnost procesu komprese vzduchu klesá (zhoršuje se). Pro motor je však důležité, aby požadovaný stupeň zvýšení tlaku zůstal zachován a nedocházelo k narušení průtoku. Když se míra zvýšení tlaku začne snižovat v důsledku vyčerpání motoru, znečištění nebo poškození, za účelem obnovení požadované normální hodnoty se zvýší provozní režim, spotřeba paliva a otáčky hřídele kompresoru. Díky tomu se ve spalovací komoře získá bohatší směs. Pracovníci údržby mohou později provést požadované čištění, opravy nebo výměnu kompresoru nebo turbíny, pokud se teplota blíží limitu (všechny motory mají své vlastní teplotní limity).

U motorů s jednostupňovým kompresorem je hlavní regulátor průtoku paliva poháněn od rotoru kompresoru přes hnací skříň. U dvou a třístupňových motorů je pohon hlavního regulátoru průtoku paliva organizován z vysokotlakého kompresoru.

3.1.2 Elektronické regulátory

Pro automatické řízení poměru vzduch-palivo se do systému řízení motoru posílá mnoho signálů. Počet těchto signálů závisí na typu motoru a přítomnosti elektronických řídicích systémů v jeho konstrukci. Motory nejnovějších generací mají elektronické regulátory, které vnímají mnohem větší množství parametrů motoru a letadla než hydromechanická zařízení motorů předchozích generací.

Níže je uveden seznam nejběžnějších signálů zasílaných do hydromechanického řídicího systému motoru:

1. Otáčky rotoru motoru (N c) - přenášené do řídicího systému motoru přímo ze skříně pohonu přes odstředivý regulátor paliva; používá se k dávkování paliva, jak při ustálených provozních podmínkách motoru, tak při zrychlování/zpomalování (doba zrychlení většiny leteckých motorů s plynovou turbínou z volnoběhu do maximálního režimu je 5...10 s);

2. Vstupní tlak motoru (p t 2) - signál celkového tlaku přenášený do měchu regulace paliva ze snímače instalovaného na sání motoru. Tento parametr se používá k přenosu informací o rychlosti a výšce letadla při změně podmínek okolního prostředí na vstupu motoru;

3. Tlak na výstupu z kompresoru (p s 4) - statický tlak přenášený do měchu hydromechanického systému; používá se k zohlednění hmotnostního průtoku vzduchu na výstupu z kompresoru;

4. Tlak ve spalovacím prostoru (p b) - statický tlakový signál pro systém řízení spotřeby paliva je použit přímo úměrný vztah mezi tlakem ve spalovacím prostoru a hmotnostním průtokem vzduchu v daném bodě motoru. Pokud se tlak ve spalovací komoře zvýší o 10 %, hmotnostní průtok vzduchu se zvýší o 10 % a měch spalovací komory naprogramuje 10% zvýšení průtoku paliva, aby byl zachován správný poměr vzduch-palivo. Rychlá odezva na tento signál vám umožní vyhnout se přerušení toku, plamenu a překročení teploty;

5. Vstupní teplota (t t 2) - signál celkové teploty na vstupu motoru pro systém řízení spotřeby paliva. Teplotní senzor je připojen k systému řízení paliva pomocí trubek, které se roztahují a smršťují v závislosti na teplotě vzduchu vstupujícího do motoru. Tento signál poskytuje řídicímu systému motoru informaci o hodnotě hustoty vzduchu, na základě které lze nastavit program dávkování paliva.

3.2 Zjednodušené schéma řízení spotřeby paliva (hydromechanické zařízení)

Na Obr. Obrázek 9 ukazuje zjednodušené schéma řídicího systému pro letecký motor s plynovou turbínou. Dávkuje palivo podle následujícího principu:

Měřicí část: posunutím páky uzávěru paliva (10) před startovacím cyklem se otevře uzavírací ventil a umožní vstup paliva do motoru (obr. 9.). Uzavírací páka je nutná, protože omezovač minimálního průtoku (11) zabraňuje úplnému uzavření hlavního regulačního ventilu. Toto konstrukční řešení je nutné v případě prasknutí nastavovací pružiny regulátoru nebo nesprávného seřízení volnoběhu. Úplná zadní poloha plynu odpovídá poloze MG vedle zátky MG. Tím se zabrání tomu, aby plyn fungoval jako vypínací páka. Jak je znázorněno na obrázku, vypínací páka také zajišťuje správné zvýšení provozního tlaku v systému řízení paliva během startovacího cyklu. To je nezbytné, aby se zajistilo, že se hrubě dávkované palivo nedostane do motoru před odhadovanou dobou.

Palivo z tlakového systému hlavního palivového čerpadla (8) je směrováno do škrticí klapky (dávkovací jehla) (4). Jak palivo proudí otvorem vytvořeným kuželkou ventilu, tlak začíná klesat. Palivo na cestě od škrticí klapky ke vstřikovačům se považuje za dávkované. V tomto případě se palivo dávkuje podle hmotnosti, nikoli podle objemu. Výhřevnost (výhřevnost) jednotkové hmotnosti paliva je konstantní hodnota, navzdory teplotě paliva, zatímco výhřevnost na jednotku objemu nikoliv. Palivo nyní vstupuje do spalovací komory ve správném dávkování.

Princip dávkování paliva podle hmotnosti je matematicky zdůvodněn takto:

Rýže. 9. Schéma hydromechanického regulátoru paliva

kde: - hmotnost spotřebovaného paliva, kg/s;

koeficient spotřeby paliva;

Průtoková plocha hlavního distribučního ventilu;

Pokles tlaku přes otvor.

Za podmínky, že k provozu je zapotřebí pouze jeden motor a stačí jeden průchod řídicího ventilu, nedojde k žádné změně vzorce, protože tlaková ztráta zůstává konstantní. Letecké motory ale musí změnit provozní režimy.

Při neustále se měnící spotřebě paliva zůstává tlaková ztráta na dávkovací jehle bez ohledu na velikost průtokové plochy nezměněna. Nasměrováním dávkovaného paliva na membránovou pružinu hydraulicky ovládané škrticí klapky se tlaková ztráta vždy vrátí na hodnotu napětí pružiny. Vzhledem k tomu, že napětí pružiny je konstantní, pokles tlaku v průtokové části bude také konstantní.

Pro lepší pochopení tohoto konceptu předpokládejme, že palivové čerpadlo vždy dodává přebytečné palivo do systému a redukční ventil plynule vrací přebytečné palivo do vstupu čerpadla.

PŘÍKLAD: Tlak neměřeného paliva je 350 kg/cm2; měřený tlak paliva je 295 kg/cm2; Hodnota napětí pružiny je 56 kg/cm2. V tomto případě je tlak na obou stranách membrány redukčního ventilu 350 kg/cm2. Škrticí ventil bude v rovnovážném stavu a obtéká přebytečné palivo na vstupu čerpadla.

Pokud pilot posune plyn dopředu, otevření škrticí klapky se zvětší, stejně jako průtok dávkovaného paliva. Představme si, že tlak dávkovaného paliva vzrostl na 300 kg/cm2. To způsobilo obecný nárůst tlaku na 360 kg/cm2; na obou stranách membrány ventilu, což nutí ventil zavřít. Snížené množství vynechaného paliva bude mít za následek zvýšení tlaku neměřeného paliva prozatím pro novou plochu průřezu 56 kg/cm 2 ; nebude přeinstalován. To se stane, protože zvýšená rychlost otáčení zvýší průtok paliva čerpadlem. Jak již bylo zmíněno dříve, diferenční tlak DP bude vždy odpovídat utažení pružiny redukčního ventilu, když je v systému dosaženo rovnováhy.

Podobné dokumenty

Účel a princip činnosti parních turbín a plynových turbínových motorů. Zkušenosti s provozem lodí s plynovými turbínami. Zavádění plynových turbínových motorů do různých průmyslových odvětví a dopravy. Výroba proudového motoru s přídavným spalováním, schéma jeho zapojení.

prezentace, přidáno 19.03.2015


Regulace automatických řídicích systémů. Automatické systémy řízení procesů. Automatické řídicí a poplašné systémy. Automatické ochranné systémy. Klasifikace automatických systémů podle různých kritérií.

abstrakt, přidáno 04.07.2012


Specifikace a režimy testování motoru. Charakteristika zkušebních stolic pro letecké motory s plynovou turbínou. Výběr a zdůvodnění typu a provedení zkušebního boxu, jeho aerodynamický výpočet. Tepelný výpočet motoru.

práce, přidáno 12.5.2010


Charakteristika metrologické služby Belozerny GPK LLC, základní principy její organizace. Metrologická podpora zkoušek plynových turbínových motorů, jejich cíle a cíle, měřicí přístroje. Metodika měření řady provozních parametrů motoru s plynovou turbínou.

práce, přidáno 29.04.2011


Obecná charakteristika a studium přechodových procesů automatických řídicích systémů. Studium indikátorů stability lineárních systémů ACS. Stanovení frekvenčních charakteristik systémů automatického řízení a konstrukce elektrických modelů dynamických vazeb.

průběh přednášek, přidáno 6.12.2012


Cíle použití adaptivní systémy automatické řízení, jejich klasifikace. Principy konstrukce vyhledávacích a nehledacích samoladících systémů. Provozní parametry reléových samooscilačních systémů a adaptivních systémů s proměnnou strukturou.

práce v kurzu, přidáno 05.07.2013


Rozvoj technologický postup výroba dílu typu „příruba“ ze žáruvzdorné a žáruvzdorné slitiny na bázi niklu za podmínek hromadné výroby. Používá se v kompresorových a dopalovacích komorách moderních motorů s plynovou turbínou.

práce, přidáno 28.04.2009


Odvození diferenciální rovnice jehly škrticí klapky. Konstrukce schématu a koncepce přenosových funkcí systému pro automatickou regulaci poklesu tlaku paliva na škrticí klapce. Kontrola stability ACS pomocí kritérií Nyquist a Routh-Hurwitz.

práce v kurzu, přidáno 18.09.2012


Výpočet lineárních systémů automatického řízení. Udržitelnost a její kritéria. Výpočet a konstrukce logaritmických frekvenčních charakteristik upraveného systému a analýza jeho stability. Stanovení časových a frekvenčních ukazatelů kvality systému.

práce v kurzu, přidáno 05.03.2014


Dopadová studie vzorové zákony kontrola (P, PI, PID) na kvalitu provozu automatických systémů. Parametry korekčních zařízení. Obvody regulátoru a hodnoty osciloskopu. Změna množství překmitu a času procesu přechodu.