تست رگولاتورهای الکترونیکی موتورهای توربین گازی خودکشش. موتور توربین گاز به عنوان یک هدف کنترل خودکار بررسی سیستم های کنترل خودکار موتور توربین گاز موجود

اختصارات متعارف

AC - سیستم اتوماتیک

AD - موتور هواپیما

VZ - ورودی هوا

VNA - پره راهنمای ورودی

VS - هواپیما

VD - فشار بالا

GDU - پایداری دینامیک گاز

GTE - موتور توربین گاز

DI - سوزن دوز

HPC - کمپرسور فشار بالا

LPC - کمپرسور فشار پایین

NA - پره راهنما

ND - فشار کم

اهرم رانش - اهرم کنترل موتور

SAU - سیستم کنترل خودکار

SU - نیروگاه

TVD - موتور توربوپراپ؛ توربین فشار قوی

LPT - توربین فشار پایین

توربوفن - موتور توربوجت دو مداره

TRDDF - موتور توربوجت دو مداره با پس سوز

TO - تعمیر و نگهداری فنی

CPU - واحد پردازش مرکزی

ACU - واحد کنترل محرک - واحد کنترل درایو

AFDX - فرمت گذرگاه داده

ARINC 429 - فرمت داده باس دیجیتال

DEC/DECU - واحد کنترل الکترونیکی دیجیتال - واحد کنترل دیجیتال موتور

EEC - کنترل الکترونیکی موتور - واحد سیستم کنترل الکترونیکیموتور؛ تنظیم کننده الکترونیکی

EMU - واحد نظارت موتور - واحد کنترل موتور

EOSU - واحد حفاظت الکترونیکی سرعت بیش از حد - ماژول حفاظت موتور در برابر سرعت بیش از حد

ETRAS - سیستم فعال سازی معکوس تراست الکترومکانیکی - سیستم درایو دستگاه معکوس تراست الکترومکانیکی

FADEC - کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل - سیستم کنترل الکترونیکی موتور با مسئولیت کامل

FCU - واحد کنترل سوخت - تنظیم کننده تامین سوخت

FMS - قسمت اندازه گیری سوخت - قسمت اندازه گیری - واحد اندازه گیری سوخت - دستگاه اندازه گیری سوخت

N1 - سرعت روتور کم فشار

N2 - سرعت روتور فشار بالا

ODMS - سنسور مغناطیسی باقی مانده روغن - حسگر برای تشخیص ذرات فلز در روغن

SAV - شیر هوای استارت - شیر هوای استارت

VMU - واحد اندازه گیری ارتعاش - دستگاه اندازه گیری ارتعاش

معرفی

اطلاعات کلی در مورد سیستم های کنترل اتوماتیک برای موتورهای توربین گاز هواپیما

2 مشکلات ناشی از عملکرد سیستم های کنترل خودکار موتور از نوع FADEC

مدارهای دینامیکی گاز موتورهای توربین گازی

1 ویژگی های دینامیکی گاز موتورهای توربین گازی

2 کنترل موتور

سیستم های مدیریت سوخت

1 تنظیم کننده اصلی جریان سوخت

2 نمودار مدیریت سوخت ساده

3 سیستم کنترل سوخت هیدروپنوماتیک، توربوپراپ PT6

4 سیستم مدیریت سوخت Bendix DP-L2

5 سیستم برنامه ریزی تامین سوخت الکترونیکی

6 کنترل قدرت و برنامه ریزی سوخت (CFM56-7B)

7 سیستم مدیریت سوخت APU

8 راه اندازی سیستم مدیریت سوخت

سیستم کنترل اتوماتیک

1 قسمت اصلی

2 شرح و عملیات

3 سیستم مدیریت سوخت

4 سیستم نمایش مصرف سوخت

فهرست ادبیات استفاده شده

معرفی

در طول شصت سال توسعه خود، موتورهای توربین گازی (GTEs) به نوع اصلی موتور برای هواپیماهای مدرن تبدیل شده اند. حمل و نقل هوایی عمران. موتورهای توربین گاز نمونه کلاسیک یک دستگاه پیچیده هستند که قطعات آن برای مدت طولانی تحت شرایط کار می کنند. دمای بالاو بارهای مکانیکی عملکرد بسیار کارآمد و قابل اعتماد نیروگاه های توربین گازی هوانوردی هواپیماهای مدرن بدون استفاده از سیستم های کنترل خودکار ویژه (ACS) غیرممکن است. نظارت و مدیریت پارامترهای عملکرد موتور برای اطمینان از قابلیت اطمینان بالا و عمر طولانی بسیار مهم است. بنابراین، انتخاب سیستم کنترل خودکار موتور نقش بسیار زیادی دارد.

در حال حاضر هواپیماهایی که موتورهای نسل V بر روی آنها نصب می شوند و مجهز به جدیدترین سیستم های کنترل خودکار مانند FADEC (Full Authority Digital Electronic Control) به طور گسترده در جهان استفاده می شوند. اسلحه های خودکششی هیدرومکانیکی بر روی موتورهای توربین گازی هواپیماهای نسل اول نصب شد.

سیستم‌های هیدرومکانیکی راه طولانی در توسعه و بهبود پیموده‌اند، از ساده‌ترین آنها، مبتنی بر کنترل عرضه سوخت به محفظه احتراق (CC) با باز کردن/بستن یک شیر قطع (سوپاپ)، تا سیستم‌های هیدروالکترونیک مدرن، در که تمام عملکردهای اصلی کنترل با استفاده از دستگاه های تعیین کننده متر هیدرومکانیکی انجام می شود و فقط برای انجام عملکردهای خاص (محدود کردن دمای گاز، سرعت روتور توربوشارژر و غیره) از رگولاتورهای الکترونیکی استفاده می شود. با این حال، اکنون این کافی نیست. به منظور برآورده ساختن الزامات بالای ایمنی و کارایی پرواز، ایجاد سیستم‌های کاملاً الکترونیکی ضروری است که در آن کلیه عملکردهای کنترلی با استفاده از فناوری الکترونیکی انجام می‌شود. دستگاه های اجراییمی تواند هیدرومکانیکی یا پنوماتیکی باشد. چنین اسلحه های خودکششی نه تنها قادر به نظارت بر تعداد زیادی از پارامترهای موتور هستند، بلکه می توانند روند آنها را نیز نظارت کنند و آنها را مدیریت کنند، در نتیجه، با توجه به برنامه های نصب شده، موتور را روی حالت های عملیاتی مناسب تنظیم کنید، برای دستیابی به سیستم های هواپیما تعامل داشته باشید حداکثر بهره وری. اسلحه خودکششی FADEC متعلق به چنین سیستم هایی است.

بررسی جدی طراحی و بهره برداری از سیستم های کنترل اتوماتیک موتورهای توربین گازی هوانوردی می باشد یک شرط ضروریارزیابی صحیح وضعیت فنی (تشخیصی) سیستم های کنترل و عناصر فردی آنها و همچنین عملکرد ایمن سیستم های کنترل خودکار برای نیروگاه های توربین گاز هواپیما به طور کلی.

1. اطلاعات کلی در مورد سیستم های کنترل خودکار برای AVIATION GTE

1 هدف از سیستم های کنترل خودکار

مدیریت سوخت موتور توربین گاز

تفنگ خودکششی برای (شکل 1) طراحی شده است:

کنترل شروع و خاموش شدن موتور؛

کنترل حالت عملکرد موتور؛

اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و محفظه احتراق (CC) موتور در حالت پایدار و گذرا.

جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز؛

تضمین تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما؛

کنترل یکپارچه موتور به عنوان بخشی از نیروگاه هواپیما بر اساس دستورات سیستم کنترل هواپیما.

اطمینان از کنترل قابلیت سرویس دهی عناصر ACS؛

کنترل عملیاتیو تشخیص وضعیت موتور (با سیستم کنترل اتوماتیک و سیستم کنترل ترکیبی)؛

تهیه و ارسال اطلاعات در مورد وضعیت موتور به سیستم ثبت.

کنترل روشن شدن و خاموش شدن موتور. در هنگام راه اندازی، تفنگ خودکششی وظایف زیر را انجام می دهد:

عرضه سوخت به ایستگاه کمپرسور، پره راهنما (VA) و بای پس های هوا را کنترل می کند.

دستگاه راه اندازی و واحدهای احتراق را کنترل می کند.

از موتور در هنگام نوسانات، خرابی کمپرسور و گرمای بیش از حد توربین محافظت می کند.

دستگاه استارت را از تجاوز از حداکثر سرعت چرخش محافظت می کند.

برنج. 1. هدف از سیستم کنترل خودکار موتور

سیستم کنترل خودکششی تضمین می کند که موتور از هر حالت عملیاتی به دستور خلبان یا به طور خودکار با رسیدن به پارامترهای محدود کننده خاموش می شود و در صورت از بین رفتن گاز دینامیک، سوخت رسانی به کمپرسور اصلی برای مدت کوتاهی قطع می شود. پایداری کمپرسور (GDU).

کنترل حالت عملکرد موتور کنترل بر اساس دستورات خلبان مطابق با برنامه های کنترلی مشخص شده انجام می شود. عمل کنترل مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور است. در حین کنترل، یک پارامتر تنظیمی با در نظر گرفتن پارامترهای هوا در ورودی موتور و پارامترهای درون موتور حفظ می شود. در سیستم های کنترل چند جفتی، هندسه قسمت جریان را نیز می توان برای اجرای کنترل بهینه و تطبیقی ​​به منظور اطمینان از حداکثر کارایی مجموعه "CS - هواپیما" کنترل کرد.

اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و ایستگاه کمپرسور موتور در حالت پایدار و گذرا. برای عملکرد پایدار کمپرسور و کمپرسور، کنترل برنامه خودکار سوخت رسانی به محفظه احتراق در حالت های گذرا، کنترل دریچه های بای پس هوا از کمپرسور یا پشت کمپرسور، کنترل زاویه نصب پره های دوار BHA و HA از کمپرسور انجام می شود. کنترل جریان خط حالت های عملیاتی را با حاشیه کافی از پایداری دینامیکی گاز کمپرسور تضمین می کند (فن، مراحل تقویت کننده، پمپ فشار و افزایش فشار). برای جلوگیری از فراتر رفتن پارامترها در صورت از بین رفتن GDU کمپرسور، از سیستم های ضد سرج و ضد استال استفاده می شود.

جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز. حداکثر پارامترهای مجاز به عنوان حداکثر پارامترهای ممکن موتور درک می شود که توسط شرایط انجام ویژگی های دریچه گاز و سرعت ارتفاع محدود می شود. عملکرد طولانی مدت در حالت هایی با حداکثر پارامترهای مجاز نباید منجر به از بین رفتن قطعات موتور شود. بسته به طراحی موتور، موارد زیر به طور خودکار محدود می شوند:

حداکثر سرعت مجاز روتور موتور؛

حداکثر فشار هوای مجاز پشت کمپرسور؛

حداکثر دمای گاز در پشت توربین؛

حداکثر دمای مواد پره توربین؛

حداقل و حداکثر مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور؛

حداکثر سرعت مجاز چرخش توربین دستگاه راه اندازی.

اگر توربین در هنگام شکستن شفت به سمت بالا بچرخد، موتور به طور خودکار با حداکثر سرعت ممکن دریچه قطع سوخت در محفظه احتراق خاموش می شود. می توان از یک سنسور الکترونیکی استفاده کرد که بیش از سرعت چرخش آستانه را تشخیص می دهد، یا یک دستگاه مکانیکی که جابجایی محیطی متقابل کمپرسور و محورهای توربین را تشخیص می دهد و لحظه شکستن شفت را برای قطع منبع سوخت تعیین می کند. در این حالت دستگاه های کنترل می توانند الکترونیکی، الکترومکانیکی یا مکانیکی باشند.

طراحی ACS باید وسایل فوق سیستم را برای محافظت از موتور در برابر تخریب در صورت رسیدن به پارامترهای محدود کننده در صورت خرابی کانال های کنترل اصلی ACS فراهم کند. ممکن است یک واحد جداگانه ارائه شود، که وقتی به حداکثر مقدار برای محدودیت فوق سیستم هر یک از پارامترها رسید، با حداکثر سرعت دستور قطع سوخت در CS را صادر می کند.

تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما تبادل اطلاعات از طریق کانال های تبادل اطلاعات سریال و موازی انجام می شود.

ارائه اطلاعات به تجهیزات کنترل، آزمایش و تنظیم. برای تعیین وضعیت سرویس بخش الکترونیکی ACS، عیب یابی و تنظیم عملیاتی واحدهای الکترونیکی، کیت لوازم جانبی موتور شامل یک صفحه کنترل، تست و تنظیم ویژه است. کنترل از راه دور برای عملیات زمینی استفاده می شود و در برخی از سیستم ها روی هواپیما نصب می شود. تبادل اطلاعات بین ACS و کنسول از طریق خطوط ارتباطی کدگذاری شده از طریق یک کابل مخصوص متصل انجام می شود.

کنترل موتور یکپارچه به عنوان بخشی از سیستم کنترل هواپیما با استفاده از دستورات سیستم کنترل هواپیما. برای به دست آوردن حداکثر بازده موتور و هواپیما به عنوان یک کل، کنترل موتور و سایر سیستم های کنترل یکپارچه شده است. سیستم‌های کنترل بر اساس سیستم‌های کامپیوتری دیجیتال روی برد که در سیستم کنترل پیچیده روی برد یکپارچه شده‌اند، یکپارچه می‌شوند. کنترل یکپارچه با تنظیم برنامه های کنترل موتور از سیستم کنترل، صدور پارامترهای موتور برای کنترل ورودی هوا (IA) انجام می شود. بر اساس یک سیگنال از سیستم کنترل خودکششی VZ، دستوراتی برای تنظیم عناصر مکانیزاسیون موتور در موقعیت افزایش ذخایر واحد توربین گاز کمپرسور صادر می شود. برای جلوگیری از ایجاد اختلال در هواپیمای کنترل‌شده هوابرد هنگام تغییر حالت پرواز، حالت موتور مطابق با آن تنظیم یا ثابت می‌شود.

نظارت بر سرویس پذیری عناصر ACS. در قسمت الکترونیکی موتور ACS، سرویس پذیری عناصر ACS به طور خودکار نظارت می شود. اگر عناصر ACS از کار بیفتند، اطلاعات مربوط به خرابی ها به سیستم کنترل هواپیما ارائه می شود. برنامه های کنترل و ساختار بخش الکترونیکی ACS در حال پیکربندی مجدد برای حفظ عملکرد آن است.

نظارت بر عملیات و تشخیص وضعیت موتور. ACS یکپارچه شده با سیستم کنترل علاوه بر این عملکردهای زیر را انجام می دهد:

دریافت سیگنال از سنسورها و آلارم های موتور و هواپیما، فیلتر کردن، پردازش و خروجی آنها به نمایشگر داخل هواپیما، ثبت نام و سایر سیستم های هواپیما، تبدیل پارامترهای آنالوگ و گسسته.

کنترل تحمل پارامترهای اندازه گیری شده؛

کنترل پارامتر رانش موتور در هنگام برخاستن؛

کنترل عملکرد مکانیزاسیون کمپرسور؛

کنترل موقعیت عناصر دستگاه معکوس بر روی رانش به جلو و معکوس؛

محاسبه و ذخیره اطلاعات مربوط به ساعات کار موتور؛

کنترل مصرف ساعتی و سطح روغن در هنگام سوخت گیری؛

کنترل زمان استارت موتور و تمام شدن روتورهای LPC و HPC در هنگام خاموش شدن.

کنترل سیستم های تخلیه هوا و سیستم های خنک کننده توربین؛

کنترل لرزش اجزای موتور؛

تجزیه و تحلیل روند تغییرات در پارامترهای اصلی موتور در حالت پایدار.

در شکل شکل 2 به صورت شماتیک ترکیب واحدهای سیستم کنترل اتوماتیک موتور توربوفن را نشان می دهد.

با توجه به سطح به دست آمده در حال حاضر پارامترهای فرآیند عملیاتی موتورهای توربین گازی هوانوردی، بهبود بیشتر ویژگی های نیروگاه ها با جستجوی روش های کنترل جدید، با ادغام سیستم های کنترل خودکششی در یک سیستم کنترل هواپیما و موتور یکپارچه همراه است. و آنها مدیریت مشترکبسته به حالت و مرحله پرواز. این رویکرد با انتقال به سیستم های الکترونیکی کنترل موتور دیجیتال مانند FADEC (کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل) امکان پذیر می شود. به سیستم هایی که در آنها الکترونیک موتور را در تمام مراحل و حالت های پرواز کنترل می کند (سیستم هایی با مسئولیت کامل).

مزایای یک سیستم کنترل دیجیتال با مسئولیت کامل نسبت به یک سیستم کنترل هیدرومکانیکی آشکار است:

سیستم FADEC دارای دو کانال کنترل مستقل است که به طور قابل توجهی قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد و نیاز به افزونگی های متعدد را از بین می برد و وزن آن را کاهش می دهد.

برنج. 2. ترکیب واحدهای کنترل خودکار، نظارت و سیستم تامین سوخت موتور توربوفن

سیستم FADEC راه‌اندازی خودکار، عملکرد در حالت‌های ثابت، محدودیت دمای گاز و سرعت چرخش، راه‌اندازی پس از خاموش شدن محفظه احتراق، محافظت در برابر ولتاژ به دلیل کاهش کوتاه‌مدت سوخت را فراهم می‌کند. بر اساس انواع مختلفی از داده های حاصل از حسگرها عمل می کند.

سیستم FADEC انعطاف پذیرتر است زیرا تعداد و ماهیت عملکردهایی که انجام می دهد را می توان با معرفی برنامه های مدیریت جدید یا تنظیم موجود افزایش داد و تغییر داد.

سیستم FADEC به طور قابل توجهی بار کار را برای خدمه کاهش می دهد و امکان استفاده از فناوری کنترل هواپیمای پرمصرف را فراهم می کند.

عملکردهای FADEC شامل نظارت بر سلامت موتور، تشخیص عیب و اطلاعات نگهداری برای کل پیشرانه است. لرزش، عملکرد، دما، رفتار سیستم سوخت و روغن از جمله بسیاری از جنبه‌های عملیاتی است که می‌توان برای اطمینان از ایمنی، کنترل عمر موثر و کاهش هزینه‌های تعمیر و نگهداری نظارت کرد.

سیستم FADEC ثبت ساعات کار موتور و آسیب پذیری اجزای اصلی آن، نظارت بر زمین و سفر با ذخیره نتایج در حافظه غیر فرار را فراهم می کند.

برای سیستم FADEC نیازی به تنظیمات و بررسی موتور پس از تعویض هیچ یک از اجزای آن نیست.

سیستم FADEC همچنین:

کشش را در دو حالت کنترل می کند: دستی و اتوماتیک.

کنترل مصرف سوخت؛

با کنترل جریان هوا در امتداد مسیر موتور و تنظیم شکاف پشت پره های موتور توربین، شرایط عملیاتی بهینه را تضمین می کند.

دمای روغن درایو ژنراتور یکپارچه را کنترل می کند.

انطباق با محدودیت های مربوط به عملکرد سیستم معکوس رانش بر روی زمین را تضمین می کند.

در شکل 3 به وضوح طیف گسترده ای از عملکردهای انجام شده توسط اسلحه های خودکششی FADEC را نشان می دهد.

در روسیه، اسلحه های خودکششی از این نوع برای اصلاح موتورهای AL-31F، PS-90A و تعدادی از محصولات دیگر در حال توسعه هستند.

برنج. 3. هدف از سیستم کنترل موتور دیجیتال با مسئولیت کامل

2 مشکلات ناشی از عملکرد سیستم های کنترل خودکار موتور از نوع FADEC

لازم به ذکر است که با توجه به پویایی بیشتر توسعه الکترونیک و فناوری اطلاعاتدر خارج از کشور، تعدادی از شرکت‌هایی که در زمینه ساخت اسلحه‌های خودکششی فعالیت می‌کردند، در اواسط دهه 80 انتقال به سیستم‌های نوع FADEC را در نظر داشتند. برخی از جنبه های این موضوع و مشکلات مرتبط با آن در گزارش های ناسا و تعدادی از نشریات دوره ای بیان شده است. با این حال، آنها فقط ارائه می دهند مقررات عمومی، مزایای اصلی اسلحه های دیجیتال الکترونیکی خودکشش نشان داده شده است. مشکلات ناشی از انتقال به سیستم های الکترونیکی، راه های حل آنها و مسائل مربوط به اطمینان از شاخص های مورد نیاز سیستم های کنترل خودکار منتشر نشده است.

امروزه یکی از مهم‌ترین چالش‌های اسلحه‌های خودکششی که بر اساس سیستم‌های دیجیتال الکترونیکی ساخته می‌شوند، تضمین سطح مورد نیاز از قابلیت اطمینان است. این در درجه اول به دلیل تجربه ناکافی در توسعه و بهره برداری از چنین سیستم هایی است.

موارد شناخته شده ای از خرابی اسلحه های خودکششی FADEC موتورهای توربین گازی هوانوردی ساخت خارجی به دلایل مشابه وجود دارد. به عنوان مثال، در اسلحه های خودکششی FADEC نصب شده روی توربوفن های رولزرویس AE3007A و AE3007C، خرابی ترانزیستورها ثبت شد که می تواند باعث خرابی این موتورهای مورد استفاده در هواپیماهای دو موتوره در حین پرواز شود.

برای موتور توربوفن AS900، نیاز به پیاده‌سازی برنامه‌ای وجود داشت که به طور خودکار پارامترها را برای بهبود قابلیت اطمینان سیستم FADEC محدود می‌کرد، و همچنین از جلوگیری، شناسایی و بازیابی عملکرد عادی پس از نوسانات و توقف استفاده می‌کرد. موتور توربوفن AS900 همچنین مجهز به حفاظت از سرعت بیش از حد، اتصالات دوگانه برای انتقال داده ها به سنسورهای پارامترهای حیاتی با استفاده از اتوبوس و سیگنال های گسسته مطابق با استاندارد ARINK 429 بود.

متخصصان درگیر در توسعه و اجرای اسلحه های خودکشش FADEC خطاهای منطقی زیادی را کشف کردند که اصلاح آنها به مقدار قابل توجهی پول نیاز داشت. با این حال، آنها تشخیص دادند که در آینده با بهبود سیستم FADEC، پیش بینی عمر تمام اجزای موتور ممکن می شود. این امر به ناوگان هواپیما اجازه می دهد تا از راه دور از یک مکان مرکزی در هر نقطه از جهان نظارت شود.

معرفی این نوآوری ها با انتقال از محرک های کنترل کننده با استفاده از ریزپردازنده های مرکزی به ایجاد مکانیسم های هوشمند مجهز به پردازنده های کنترلی خود تسهیل می شود. مزیت چنین "سیستم توزیع شده" کاهش وزن به دلیل حذف خطوط انتقال سیگنال و تجهیزات مرتبط خواهد بود. صرف نظر از این، سیستم های فردی به بهبود ادامه خواهند داد.

پیاده سازی های امیدوارکننده برای موتورهای توربین گازی ساخت خارجی فردی عبارتند از:

بهبود سیستم کنترل موتور، ارائه حالت استارت و بیکار خودکار با کنترل جریان هوا و سیستم ضد یخ، هماهنگ سازی عملکرد سیستم های موتور برای به دست آوردن سطح صدای کم و حفظ خودکار مشخصات و همچنین کنترل دستگاه معکوس. ;

تغییر اصل عملکرد FADEC ACS به منظور کنترل موتور نه بر اساس سیگنال های سنسورهای فشار و دما، بلکه مستقیماً با توجه به سرعت چرخش روتور فشار قوی به دلیل اینکه اندازه گیری این پارامتر آسان تر از سیگنال از یک سیستم دوگانه سنسورهای دما فشار که در موتورهای موجود است باید تبدیل شود. سیستم جدیدسرعت پاسخ بیشتر و گسترش کمتر حلقه کنترل را فراهم می کند.

نصب یک پردازنده بسیار قوی تر با استفاده از تراشه های صنعتی استاندارد و ارائه تشخیص و پیش بینی وضعیت (عملکرد) موتور و ویژگی های آن، توسعه اسلحه های خودکششی نوع PSC FADEC. PSC یک سیستم بلادرنگ است که می تواند برای بهینه سازی عملکرد موتور تحت محدودیت های متعدد، به عنوان مثال برای به حداقل رساندن مصرف سوخت خاص در رانش ثابت استفاده شود.

گنجاندن یک سیستم کنترل یکپارچه در اسلحه های خودکشش FADEC شرایط فنیموتور موتور با توجه به کاهش سرعت فن، با در نظر گرفتن ارتفاع پرواز، دمای بیرون، رانش و عدد ماخ تنظیم می شود.

ترکیبی از سیستم نظارت بر وضعیت موتور، EMU (واحد نظارت موتور)، با FADEC، که امکان مقایسه داده‌های بیشتری را در زمان واقعی فراهم می‌کند و هنگامی که موتور "نزدیک به محدودیت‌های فیزیکی" کار می‌کند، ایمنی بیشتری ایجاد می‌کند. بر اساس استفاده از یک مدل ترمودینامیکی ساده شده که در آن عواملی مانند تغییرات دما و تنش با هم به عنوان یک شاخص خستگی تجمعی در نظر گرفته می‌شوند، EMU همچنین اجازه می‌دهد فرکانس استفاده در طول زمان نظارت شود. همچنین شرایطی مانند صداهای "جیغ"، صدای جیر جیر، افزایش ارتعاشات، قطع شدن راه اندازی، خرابی شعله و افزایش ناگهانی موتور وجود دارد. استفاده از حسگر مغناطیسی برای تشخیص ذرات فلزی ODMS (سنسور مغناطیسی زباله‌های نفتی) جدید برای سیستم FADEC است که نه تنها به شما امکان می‌دهد اندازه و کمیت ذرات حاوی آهن را تعیین کنید، بلکه آنها را تا 70 درصد حذف کنید. 0.80% با استفاده از سانتریفیوژ. اگر افزایش تعداد ذرات شناسایی شود، واحد EMU به شما امکان می دهد لرزش را بررسی کنید و فرآیندهای خطرناک را شناسایی کنید، به عنوان مثال، خرابی قریب الوقوع بلبرینگ (برای موتورهای توربوفن EJ200).

ساخت نسل سوم تفنگ خودکششی دیجیتالی دو کاناله FADEC توسط جنرال الکتریک که زمان پاسخگویی آن به طور قابل توجهی کوتاهتر و ظرفیت حافظه بیشتر از اسلحه های خودکششی قبلی موتورهای دو مداره FADEC تولید شده توسط این شرکت است. . به لطف این، اسلحه خودکششی دارای قابلیت ذخیره اضافی برای افزایش قابلیت اطمینان و رانش موتور است. FADEC ACS همچنین دارای توانایی امیدوارکننده ای برای فیلتر کردن سیگنال های ارتعاشی به منظور ایجاد و تشخیص علائم خرابی قریب الوقوع یک جزء/قطعه بر اساس تجزیه و تحلیل طیفی خواهد بود. گونه های شناخته شدهخرابی و نقص، به عنوان مثال، تخریب مسیر بلبرینگ. به لطف چنین شناسایی، هشداری در مورد نیاز به نگهداری در پایان پرواز دریافت می شود. FADEC ACS حاوی یک برد الکترونیکی اضافی به نام هیئت شخصی است. او ویژگی های متمایز کنندهباس داده ای هستند که با استاندارد جدید ایرباس (AFDX) و عملکردهای جدید (کنترل سرعت بیش از حد، کنترل کشش و غیره) مطابقت دارند. بعلاوه، برد جدید ارتباط را با دستگاه اندازه‌گیری ارتعاش، VMU (واحد اندازه‌گیری ارتعاش)، و سیستم محرک الکترومکانیکی دستگاه معکوس‌کننده رانش، ETRAS (سیستم فعال‌سازی رانش الکترومکانیکی) گسترش می‌دهد.

2. دیاگرام دینامیک گاز موتورهای توربین گاز

الزامات پیچیده برای شرایط عملیاتی هواپیماهای چند حالته مافوق صوت به بهترین وجه توسط موتورهای توربوجت (TRJ) و موتورهای توربوجت بای پس (TRDE) برآورده می شود. وجه مشترک این موتورها ماهیت تشکیل انرژی آزاد است، تفاوت در ماهیت استفاده از آن است.

در یک موتور تک مدار (شکل 4)، انرژی آزاد موجود برای سیال عامل پشت توربین مستقیماً به انرژی جنبشی جت خروجی تبدیل می شود. در یک موتور دو مداره، تنها بخشی از انرژی آزاد به انرژی جنبشی جت خروجی تبدیل می شود. بخش باقی مانده از انرژی آزاد به افزایش انرژی جنبشی جرم اضافی هوا می رود. انرژی توسط یک توربین و یک فن به توده هوای اضافی منتقل می شود.

استفاده از بخشی از انرژی آزاد برای تسریع توده هوای اضافی در مقادیر مشخصی از پارامترهای فرآیند عملیاتی و در نتیجه در مصرف سوخت ساعتی مشخص، افزایش نیروی رانش موتور و کاهش مصرف سوخت خاص را ممکن می‌سازد.

اجازه دهید نرخ جریان هوای موتور توربوجت و نرخ جریان گاز باشد. در موتورهای دو مداره، سرعت جریان هوا در مدار داخلی مانند موتورهای تک مداره و سرعت جریان گاز یکسان است. در کانتور بیرونی، به ترتیب، و (نگاه کنید به شکل 4).

فرض می‌کنیم که نرخ جریان هوا و نرخ جریان گاز یک موتور تک مدار که سطح انرژی آزاد را مشخص می‌کند، در هر مقدار سرعت پرواز مقادیر مشخصی دارند.

شرایط تعادل جریان قدرت در موتورهای توربوجت و موتورهای توربوفن در صورت عدم تلفات در عناصر مسیر گاز-هوا، تضمین افزایش انرژی جنبشی جرم اضافی هوا، می تواند با عبارات نشان داده شود.

برنج. 4. موتورهای دو مداره و تک مدار با یک مدار توربوشارژر

(1)

در توضیح آخرین عبارت، متذکر می شویم که بخشی از انرژی آزاد که به مدار خارجی منتقل می شود، انرژی جریان را از سطحی که جریان ورودی به سطح دارد، افزایش می دهد.

با معادل کردن سمت راست عبارات (1) و (2) با در نظر گرفتن نماد، به دست می آوریم

, , . (3)

نیروی رانش یک موتور دو مدار توسط عبارت تعیین می شود

اگر عبارت (3) به طور نسبی حل شود و نتیجه با عبارت (4) جایگزین شود، به دست می آوریم

ماکزیمم رانش موتور برای مقادیر داده شده و t به دست می آید که از حل معادله به دست می آید.

عبارت (5) at شکل می گیرد

ساده ترین عبارت برای رانش موتور زمانی است

این عبارت نشان می دهد که افزایش نسبت بای پس منجر به افزایش یکنواخت در رانش موتور می شود. و به طور خاص، می توان دید که انتقال از یک موتور تک مدار (t = 0) به یک موتور دو مداره با t = 3 با دو برابر شدن نیروی رانش همراه است. و از آنجایی که مصرف سوخت در ژنراتور گاز بدون تغییر باقی می ماند، مصرف سوخت ویژه نیز به نصف کاهش می یابد. اما نیروی رانش ویژه موتورهای دو مداره کمتر از موتورهای تک مداره است. در V = 0، رانش خاص توسط عبارت تعیین می شود

که نشان می دهد با افزایش t، رانش ویژه کاهش می یابد.

یکی از نشانه های تفاوت در مدارهای موتورهای دو مداره، ماهیت اندرکنش جریان های مدارهای داخلی و خارجی است.

موتور دو مداره ای که در آن جریان گاز مدار داخلی با جریان هوای پشت فن - جریان مدار خارجی - مخلوط می شود، موتور جریان مخلوط دو مداره نامیده می شود.

موتور دو مداره ای که در آن جریان های مشخص شده به طور جداگانه از موتور خارج می شود، موتور دو مداره با مدارهای جداگانه نامیده می شود.

1 ویژگی های دینامیکی گاز موتورهای توربین گازی

پارامترهای خروجی موتور - رانش P، ​​رانش خاص Psp و مصرف سوخت خاص Csp - کاملاً توسط پارامترهای فرآیند عملکرد آن تعیین می شود که برای هر نوع موتور بستگی خاصی به شرایط پرواز و پارامتر تعیین کننده دارد. حالت کار موتور

پارامترهای فرآیند کار عبارتند از: دمای هوا در ورودی موتور T در *، درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور، نسبت بای پس t، دمای گاز در جلوی توربین، سرعت جریان در مشخصه بخش هایی از مسیر گاز-هوا، کارایی عناصر جداگانه آن و غیره.

شرایط پرواز با دما و فشار جریان دست نخورده Tn و Pn و همچنین سرعت پرواز V (یا کاهش سرعت λ n یا عدد ماخ) مشخص می شود.

پارامترهای T n و V (M یا λ n) که شرایط پرواز را مشخص می کنند، پارامتر فرآیند عملکرد موتور T را در * تعیین می کنند.

نیروی رانش مورد نیاز موتور نصب شده بر روی هواپیما با توجه به ویژگی های بدنه هواپیما، شرایط و ماهیت پرواز تعیین می شود. بنابراین، در پرواز ثابت افقی، رانش موتور باید دقیقاً برابر با کشش آیرودینامیکی هواپیما P = Q باشد. هنگام شتاب گرفتن در یک صفحه افقی و با صعود، رانش باید از مقاومت فراتر رود

و هر چه شتاب و زاویه صعود مورد نیاز بیشتر باشد، رانش مورد نیاز بیشتر می شود. نیروی رانش مورد نیاز نیز با افزایش اضافه بار (یا زاویه رول) هنگام چرخش افزایش می یابد.

محدودیت های رانش با حداکثر حالت کار موتور فراهم می شود. رانش و مصرف سوخت ویژه در این حالت به ارتفاع و سرعت پرواز بستگی دارد و معمولاً با شرایط حداکثر قدرت پارامترهای فرآیند عملیاتی مانند دمای گاز جلوی توربین، سرعت روتور موتور و دمای گاز در پس سوز مطابقت دارد.

حالت های کارکرد موتور که در آنها نیروی رانش کمتر از حداکثر است، حالت دریچه گاز نامیده می شود. دریچه گاز موتور - کاهش نیروی رانش با کاهش حرارت ورودی به دست می آید.

ویژگی های دینامیکی گاز یک موتور توربین گاز با مقادیر پارامترهای طراحی، ویژگی های عناصر و برنامه کنترل موتور تعیین می شود.

با پارامترهای طراحی موتور، پارامترهای اصلی فرآیند عملیاتی را در حالت های حداکثر در دمای هوا در ورودی موتور =، تعیین شده برای یک موتور معین، درک خواهیم کرد.

عناصر اصلی مسیر گاز-هوا در طرح های مختلف موتور عبارتند از کمپرسور، محفظه احتراق، توربین و نازل خروجی.

مشخصات کمپرسور (مراحل کمپرسور) (شکل 5) تعیین می شود

برنج. 5. مشخصات کمپرسور: a-a - حد پایداری. c-c - خط خاموش در خروجی کمپرسور. s-s - خط حالت های عملیاتی

وابستگی درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور به چگالی جریان نسبی در ورودی کمپرسور و کاهش سرعت چرخش روتور کمپرسور و همچنین وابستگی راندمان به درجه افزایش فشار کل هوا و فرکانس کاهش یافته روتور کمپرسور:

نرخ جریان هوا کاهش یافته به چگالی جریان نسبی q(λ in) با بیان مربوط است

(8)

جایی که مساحت قسمت جریان بخش ورودی کمپرسور است، نشان دهنده مقدار جریان هوا در شرایط جوی استاندارد روی زمین = 288 K، = 101325 N/m 2 است. بر حسب اندازه. نرخ جریان هوا در مقادیر شناخته شده فشار کل و دمای ترمز T* با فرمول محاسبه می شود

(9)

توالی نقاط عملیاتی که توسط شرایط عملکرد مشترک عناصر موتور در حالت های مختلف عملکرد حالت پایدار تعیین می شود، خطی از حالت های عملکرد را تشکیل می دهد. یک ویژگی مهم عملیاتی موتور، حاشیه پایداری کمپرسور در نقاطی از خط حالت های عملکرد است که با عبارت تعیین می شود

(10)

شاخص "g" مربوط به پارامترهای مرز عملکرد پایدار کمپرسور در همان مقدار n pr در نقطه خط حالت های عملکرد است.

محفظه احتراق با ضریب کامل احتراق سوخت و ضریب فشار کل مشخص می شود.

فشار کل گاز در محفظه احتراق به دلیل وجود تلفات هیدرولیکی که با ضریب فشار کل g مشخص می شود و تلفات ناشی از تامین گرما کاهش می یابد. دومی با ضریب مشخص می شود. کل افت فشار کل توسط محصول تعیین می شود

هم تلفات هیدرولیکی و هم تلفات ناشی از گرمای ورودی با افزایش سرعت جریان در ورودی محفظه احتراق افزایش می یابد. از دست دادن فشار جریان کل ناشی از تامین گرما نیز با افزایش درجه حرارت گاز افزایش می یابد که با نسبت مقادیر دمای جریان در خروجی از محفظه احتراق و در ورودی آن تعیین می شود.

افزایش درجه حرارت و سرعت جریان در ورودی محفظه احتراق با افزایش سرعت گاز در انتهای محفظه احتراق همراه است و اگر سرعت گاز به سرعت صوت نزدیک شود، "قفل شدن" دینامیک گاز است. از کانال رخ می دهد. با "قفل کردن" کانال دینامیک گاز، افزایش بیشتر دمای گاز بدون کاهش سرعت در ورودی محفظه احتراق غیرممکن می شود.

مشخصات توربین با وابستگی چگالی جریان نسبی در بخش بحرانی دستگاه نازل مرحله اول q(λc a) و بازده توربین بر میزان کاهش فشار کل گاز در توربین، کاهش سرعت چرخشی روتور توربین و سطح مقطع بحرانی دستگاه نازل مرحله اول:

یک نازل جت با طیف وسیعی از تغییرات در نواحی بخش بحرانی و خروجی و ضریب سرعت مشخص می شود.

پارامترهای خروجی موتور نیز به طور قابل توجهی تحت تأثیر ویژگی های ورودی هوا است که عنصری از نیروگاه هواپیما است. مشخصه ورودی هوا با ضریب فشار کل نشان داده می شود

فشار کل جریان هوای دست نخورده کجاست. - فشار کل جریان هوا در ورودی کمپرسور.

بنابراین هر نوع موتور دارای ابعاد مشخصی از بخش های مشخصه و ویژگی های عناصر خود است. علاوه بر این، موتور دارای تعداد معینی از عوامل کنترلی و محدودیت در مقادیر پارامترهای فرآیند عملیاتی آن است. اگر تعداد فاکتورهای کنترلی بیشتر از یک باشد، در اصل شرایط پرواز و حالت های عملیاتی خاص می توانند با محدوده محدودی از مقادیر پارامترهای فرآیند عملیاتی مطابقت داشته باشند. از کل این محدوده از مقادیر ممکن پارامترهای فرآیند عملیاتی، تنها یک ترکیب از پارامترها مناسب خواهد بود: در حالت حداکثر - ترکیبی که حداکثر رانش را فراهم می کند و در حالت دریچه گاز - که حداقل مصرف سوخت را در رانش تضمین می کند. مقداری که این حالت را تعیین می کند. لازم به یادآوری است که تعداد پارامترهای کنترل شده مستقل فرآیند کار - پارامترهایی که بر اساس شاخص های کمی که فرآیند کار موتور کنترل می شود (یا به طور خلاصه - کنترل موتور) برابر با تعداد موتور است. عوامل کنترلی و مقادیر مشخصی از این پارامترها با مقادیر خاصی از پارامترهای باقی مانده مطابقت دارد.

وابستگی پارامترهای کنترل شده به شرایط پرواز و حالت کار موتور توسط برنامه کنترل موتور تعیین می شود و توسط سیستم کنترل خودکار (ACS) تضمین می شود.

شرایط پروازی که بر عملکرد موتور تأثیر می‌گذارد، به طور کامل با پارامتر مشخص می‌شود، که همچنین پارامتری از فرآیند کار موتور است. بنابراین، برنامه کنترل موتور به عنوان وابستگی پارامترهای کنترل شده فرآیند کار یا وضعیت عناصر کنترل شده موتور به دمای رکود هوا در ورودی موتور و یکی از پارامترهایی که حالت کار را تعیین می کند درک می شود. - دمای گاز جلوی توربین، سرعت روتور یکی از مراحل یا رانش موتور P.

2 کنترل موتور

یک موتور با هندسه ثابت تنها یک عامل کنترل کننده دارد - مقدار گرمای ورودی.

برنج. 6. خط حالت های کار بر روی مشخصه کمپرسور

پارامترها یا می توانند به عنوان یک پارامتر کنترل شده به طور مستقیم توسط مقدار گرمای ورودی تعیین شوند. اما، از آنجایی که پارامتر مستقل است، به عنوان یک پارامتر کنترل شده، می‌توان پارامترهای مرتبط با، و پارامترهای و سرعت چرخش را کاهش داد

(12)

علاوه بر این، در محدوده‌های مختلف مقادیر، پارامترهای مختلفی می‌توانند به عنوان یک پارامتر کنترل‌شده استفاده شوند.

تفاوت در برنامه های احتمالی کنترل موتور با هندسه ثابت به دلیل تفاوت در مقادیر مجاز پارامترها و در حالت های حداکثر است.

اگر زمانی که دمای هوا در ورودی موتور تغییر می کند، نیاز داشته باشیم که دمای گاز جلوی توربین در حداکثر شرایط تغییر نکند، برنامه کنترلی خواهیم داشت. دمای نسبی مطابق با عبارت تغییر خواهد کرد.

در شکل شکل 6 نشان می دهد که هر مقدار در امتداد خط حالت های عملیاتی با مقادیر خاصی از پارامترها و . (شکل 6) همچنین نشان می دهد که وقتی< 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.

برای اطمینان از عملکرد در = 1، لازم است که دمای نسبی = 1 باشد، که مطابق با عبارت است

معادل شرط است . بنابراین، با کاهش در زیر، مقدار باید کاهش یابد. بر اساس عبارت (12)، سرعت چرخش نیز کاهش خواهد یافت. پارامترها با مقادیر محاسبه شده مطابقت دارند.

در منطقه تحت شرط = const، مقدار پارامتر هنگام افزایش می تواند به روش های مختلفی تغییر کند - می تواند افزایش یابد، کاهش یابد یا بدون تغییر باقی بماند، که بستگی به درجه محاسبه شده دارد.

افزایش فشار کل هوا در کمپرسور و ماهیت کنترل کمپرسور. وقتی برنامه = const منجر به افزایش به عنوان .

حمام این پارامترها به عنوان یک سیگنال کنترل در سیستم کنترل خودکار موتور هنگام ارائه برنامه ها عمل می کند. هنگام ارائه یک برنامه = const، سیگنال کنترل می تواند مقدار یا مقدار کوچکتر باشد که در = const و = const مطابق با عبارت

استفاده از مقدار به عنوان یک سیگنال کنترلی ممکن است به دلیل محدودیت دمای عملیاتی عناصر حساس ترموکوپل باشد.

برای اطمینان از برنامه کنترل = const، می توانید از کنترل برنامه بر اساس پارامتر نیز استفاده کنید که مقدار آن تابعی از (شکل 7) خواهد بود.

برنامه های کنترلی در نظر گرفته شده به طور کلی ترکیب شده اند. هنگامی که موتور در حالت های مشابه کار می کند، که در آن تمام پارامترها تعیین می شود ارزش های نسبی، بدون تغییر هستند. این مقادیر کاهش سرعت جریان در تمام بخش‌های بخش جریان موتور توربین گاز، دمای کاهش یافته و درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور است. مقداری که مقادیر محاسبه شده با آن مطابقت دارد و دو شرط برنامه کنترل را از هم جدا می کند، در بسیاری از موارد مطابق با شرایط جوی استاندارد در زمین = 288 K است. اما بسته به هدف موتور، مقدار می تواند کم یا بیش.

برای موتورهای هواپیماهای زیر صوت در ارتفاع بالا، ممکن است توصیه شود< 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
دما 1.18 = و موتور در حالت حداکثر خواهد بود
کار در< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(منحنی 1، شکل 7) نسبت به موتور c (منحنی 0).

برای موتوری که برای هواپیماهای پرسرعت در ارتفاع بالا در نظر گرفته شده است، ممکن است توصیه شود (منحنی 2). سرعت جریان هوا و درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور برای چنین موتوری در > 288 کلوین بیشتر از موتور با 288 K = است اما دمای گاز قبل از

برنج. 7. وابستگی پارامترهای اصلی فرآیند کار موتور :a - با هندسه غیرقابل تغییر بسته به دمای هوا در ورودی کمپرسور، b - با هندسه غیرقابل تغییر بسته به دمای هوای طراحی شده

توربین در این مورد در مقادیر بالاتر و بر این اساس در اعداد ماخ پرواز به حداکثر مقدار خود می رسد. بنابراین، برای یک موتور با = 288 K، حداکثر دمای مجاز گاز در جلوی توربین در نزدیکی زمین می تواند در M ≥ 0 و در ارتفاعات H ≥ 11 کیلومتر - در M ≥ 1.286 باشد. اگر موتور در حالت های مشابه کار کند، به عنوان مثال تا = 328 کلوین، حداکثر دمای گاز در جلوی توربین نزدیک زمین در M ≥ 0.8 و در ارتفاعات H ≥ 11 کیلومتر - در M ≥ 1.6 خواهد بود. در حالت برخاستن دمای گاز = 288/328 خواهد بود

برای کارکرد تا 328 کلوین، سرعت چرخش باید 07/1 برابر نسبت به برخاستن افزایش یابد.

انتخاب > 288 K همچنین ممکن است به دلیل نیاز به حفظ نیروی رانش لازم برای برخاستن در دمای هوای بالا باشد.

بنابراین، افزایش جریان هوا در > با افزایش با افزایش سرعت روتور موتور و کاهش رانش خاص در هنگام برخاستن به دلیل کاهش در .

همانطور که مشاهده می شود، مقدار تاثیر بسزایی بر پارامترهای فرآیند کارکرد موتور و پارامترهای خروجی آن دارد و به همراه , یکی از پارامترهای طراحی موتور است.

3. سیستم های کنترل سوخت

1 تنظیم کننده جریان سوخت اصلی و تنظیم کننده های الکترونیکی

1.1 تنظیم کننده جریان سوخت اصلی

تنظیم کننده اصلی جریان سوخت یک واحد موتور محرک است که به صورت مکانیکی، هیدرولیکی، الکتریکی یا پنوماتیکی در ترکیبات مختلف کنترل می شود. هدف سیستم مدیریت سوخت حفظ نسبت هوا به سوخت به سوخت - سیستم های هوا بر حسب وزن در ناحیه احتراق تقریباً 15:1 است. این نسبت نشان دهنده نسبت وزن هوای اولیه وارد شده به محفظه احتراق به وزن سوخت است. گاهی اوقات از نسبت سوخت به هوا 0.067:1 استفاده می شود. همه سوخت ها برای احتراق کامل به مقدار معینی هوا نیاز دارند، یعنی. یک مخلوط غنی یا بدون چربی می سوزد، اما نه به طور کامل. نسبت ایده آل هوا به سوخت جت 15:1 است و مخلوط استوکیومتری (از نظر شیمیایی صحیح) نامیده می شود. یافتن نسبت هوا به سوخت 60:1 بسیار رایج است. هنگامی که این اتفاق می افتد، نویسنده نسبت هوا به سوخت را بر اساس نرخ جریان هوای کل به جای جریان اولیه هوای ورودی به محفظه احتراق نشان می دهد. اگر جریان اولیه 25 درصد از جریان کلهوا، پس نسبت 15:1 25 درصد نسبت 60:1 است. در موتورهای توربین گازی هوانوردی، انتقال از یک مخلوط غنی به یک مخلوط بدون چربی با نسبت 10:1 در هنگام شتاب و 22:1 در هنگام کاهش سرعت وجود دارد. اگر موتور 25 درصد از کل هوای مصرفی منطقه احتراق را مصرف کند، نسبت ها به صورت زیر خواهد بود: 48:1 در هنگام شتاب گیری و 80:1 در هنگام کاهش سرعت.

هنگامی که خلبان اهرم کنترل سوخت (دریچه گاز) را به جلو می برد، مصرف سوخت افزایش می یابد. افزایش مصرف سوخت مستلزم افزایش مصرف گاز در محفظه احتراق است که به نوبه خود سطح قدرت موتور را افزایش می دهد. در موتورهای توربوفن و موتورهای توربوفن این امر باعث افزایش رانش می شود. در موتورهای توربوپراپ و توربوشفت، این امر مستلزم افزایش قدرت خروجی شفت محرک خواهد بود. با افزایش گام پروانه (زاویه پره های آن) سرعت چرخش پروانه یا افزایش می یابد یا بدون تغییر باقی می ماند. در شکل 8. نموداری از نسبت اجزای سیستم های سوخت-هوا برای یک موتور توربین گازی معمولی هوانوردی ارائه شده است. نمودار نسبت هوا به سوخت و سرعت روتور فشار بالا را نشان می دهد که توسط دستگاه کنترل جریان سوخت با استفاده از وزنه های گریز از مرکز، کنترل کننده سرعت روتور فشار بالا درک می شود.

برنج. 8. نمودار عملیاتی سوخت - هوا

در حالت بیکار، 20 قسمت از هوای مخلوط در خط حالت استاتیک (پایدار) و 15 قسمت در محدوده 90 تا 100 درصد سرعت روتور فشار بالا قرار دارند.

با فرسوده شدن عمر موتور، نسبت هوا به سوخت 15:1 با کاهش (تخریب) راندمان فرآیند فشرده سازی هوا تغییر می کند. اما برای موتور مهم است که درجه افزایش فشار مورد نیاز باقی بماند و اختلالات جریان رخ ندهد. هنگامی که درجه افزایش فشار به دلیل فرسودگی موتور، آلودگی یا آسیب شروع به کاهش می کند، به منظور بازگرداندن مقدار نرمال مورد نیاز، حالت کار، مصرف سوخت و سرعت محور کمپرسور افزایش می یابد. در نتیجه، مخلوط غنی تری در محفظه احتراق به دست می آید. در صورت نزدیک شدن دما به حد مجاز، پرسنل تعمیر و نگهداری می توانند بعداً تمیز کردن، تعمیرات یا تعویض کمپرسور یا توربین مورد نیاز را انجام دهند (همه موتورها محدودیت های دمایی خاص خود را دارند).

برای موتورهای دارای کمپرسور تک مرحله ای، تنظیم کننده اصلی جریان سوخت از روتور کمپرسور از طریق جعبه محرک هدایت می شود. برای موتورهای دو و سه مرحله ای، درایو تنظیم کننده جریان سوخت اصلی از یک کمپرسور فشار بالا سازماندهی می شود.

1.2 تنظیم کننده های الکترونیکی

برای کنترل خودکار نسبت هوا به سوخت، سیگنال های زیادی به سیستم مدیریت موتور ارسال می شود. تعداد این سیگنال ها به نوع موتور و حضور در طراحی آن بستگی دارد سیستم های الکترونیکیمدیریت. موتورهای آخرین نسل دارای تنظیم کننده های الکترونیکی هستند که تعداد بسیار بیشتری از پارامترهای موتور و هواپیما را نسبت به دستگاه های هیدرومکانیکی موتورهای نسل های قبلی درک می کنند.

در زیر لیستی از رایج ترین سیگنال های ارسال شده به سیستم کنترل هیدرومکانیکی موتور آورده شده است:

سرعت روتور موتور (N c) - مستقیماً از جعبه درایو از طریق یک تنظیم کننده سوخت گریز از مرکز به سیستم کنترل موتور منتقل می شود. برای دوز کردن سوخت، هم در شرایط کارکرد ثابت موتور و هم در هنگام شتاب/کاهش سرعت (زمان شتاب بیشتر موتورهای توربین گازی هواپیما از حالت بیکار تا حداکثر 5...10 ثانیه) استفاده می شود.

فشار ورودی موتور (p t 2) - یک سیگنال فشار کل که از یک سنسور نصب شده در ورودی موتور به دم کنترل سوخت منتقل می شود. این پارامتر برای انتقال اطلاعات در مورد سرعت و ارتفاع هواپیما با تغییر شرایط استفاده می شود محیطدر ورودی موتور؛

فشار در خروجی کمپرسور (p s 4) فشار استاتیکی است که به دم سیستم هیدرومکانیکی منتقل می شود. برای در نظر گرفتن جریان جرمی هوا در خروجی کمپرسور استفاده می شود.

فشار محفظه احتراق (p b) یک سیگنال فشار ساکن برای سیستم کنترل مصرف سوخت است که بین فشار در محفظه احتراق و وزن جریان هوا در یک نقطه معین در موتور استفاده می شود. اگر فشار محفظه احتراق 10٪ افزایش یابد، جریان جرم هوا 10٪ افزایش می یابد و دم اتاق احتراق یک افزایش 10٪ در جریان سوخت را برای حفظ نسبت صحیح برنامه ریزی می کند. "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

دمای ورودی (t t 2) - سیگنال دمای کل در ورودی موتور برای سیستم کنترل مصرف سوخت. سنسور دما با استفاده از لوله هایی که بسته به دمای هوای ورودی به موتور منبسط و منقبض می شوند به سیستم مدیریت سوخت متصل می شود. این سیگنال اطلاعات مربوط به مقدار چگالی هوا را به سیستم مدیریت موتور ارائه می دهد که بر اساس آن می توان یک برنامه دوز سوخت تنظیم کرد.

2 طرح کنترل مصرف سوخت ساده (دستگاه هیدرومکانیکی)

در شکل شکل 9 نمودار ساده شده ای از سیستم کنترل یک موتور توربین گازی هوانوردی را نشان می دهد. سوخت را طبق اصل زیر دوز می کند:

قسمت اندازه گیری :حرکت اهرم خاموش کننده سوخت (10) قبل از چرخه استارت، سوپاپ قطع را باز می کند و اجازه می دهد سوخت وارد موتور شود (شکل 9). اهرم قطع کننده مورد نیاز است زیرا حداقل محدود کننده جریان (11) از بسته شدن کامل شیر کنترل اصلی جلوگیری می کند. این راه حل طراحی در صورت شکستن فنر تنظیم رگولاتور یا تنظیم نادرست درپوش بیکار ضروری است. موقعیت کامل دریچه گاز در عقب با موقعیت MG در کنار دریچه MG مطابقت دارد. این باعث می شود که دریچه گاز به عنوان یک اهرم قطع کننده عمل نکند. همانطور که در شکل نشان داده شده است، اهرم قطع نیز تضمین می کند که فشار عملیاتی در سیستم مدیریت سوخت در طول چرخه استارت به درستی افزایش می یابد. این برای اطمینان از اینکه سوخت با دوز درشت قبل از زمان تخمین زده شده وارد موتور نمی شود، ضروری است.

سوخت از سیستم تامین فشار پمپ سوخت اصلی (8) به سوپاپ دریچه گاز (سوزن اندازه گیری) (4) هدایت می شود. با عبور سوخت از دهانه ایجاد شده توسط مخروط سوپاپ، فشار شروع به کاهش می کند. سوخت در راه از دریچه گاز به انژکتورها دوز در نظر گرفته می شود. در این مورد، سوخت بر اساس وزن، و نه حجم، دوز می شود. ارزش حرارتی (مقدار حرارتی جرمی) یک واحد جرم سوخت یک مقدار ثابت است، با وجود دمای سوخت، در حالی که ارزش حرارتی در واحد حجم نیست. اکنون سوخت با دوز صحیح وارد محفظه احتراق می شود.

اصل دوز کردن سوخت بر حسب وزن از نظر ریاضی به شرح زیر توجیه می شود:

برنج. 9. نمودار یک تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی

. (13)

که در آن: - وزن سوخت مصرفی، کیلوگرم بر ثانیه؛

ضریب مصرف سوخت؛

منطقه جریان شیر توزیع اصلی؛

افت فشار در سراسر دهانه

در شرایطی که تنها به یک موتور برای کار کردن نیاز است و یک عبور سوپاپ کنترل کافی است، تغییری در فرمول ایجاد نخواهد شد زیرا افت فشار ثابت می ماند. اما موتورهای هواپیما باید حالت های عملیاتی خود را تغییر دهند.

با تغییر مداوم مصرف سوخت، افت فشار در سرسوزن اندازه گیری بدون تغییر باقی می ماند، علی رغم اندازه منطقه جریان. با هدایت سوخت اندازه گیری شده به فنر دیافراگمی یک دریچه گاز کنترل شده هیدرولیکی، افت فشار همیشه به مقدار کشش فنر باز می گردد. از آنجایی که کشش فنر ثابت است، افت فشار در بخش جریان نیز ثابت خواهد بود.

برای درک بهتر این مفهوم، فرض کنید که پمپ سوخت همیشه سوخت اضافی را به سیستم می‌رساند و شیر کاهش فشار به طور مداوم سوخت اضافی را به ورودی پمپ برمی‌گرداند.

مثال: فشار سوخت بدون اندازه گیری 350 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. فشار سوخت اندازه گیری شده 295 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. مقدار کشش فنر 56 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. در این حالت فشار دو طرف دیافراگم شیر کاهنده فشار 350 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. دریچه گاز در حالت تعادل خواهد بود و سوخت اضافی را در ورودی پمپ دور می زند.

اگر خلبان دریچه گاز را به جلو حرکت دهد، باز شدن دریچه دریچه گاز و همچنین جریان سوخت اندازه گیری شده افزایش می یابد. بیایید تصور کنیم که فشار سوخت دوز شده به 300 کیلوگرم بر سانتی متر مربع افزایش یافته است. این باعث افزایش کلی فشار به 360 کیلوگرم بر سانتی متر مربع شد. در دو طرف دیافراگم شیر، دریچه را مجبور به بسته شدن می کند. کاهش مقدار سوخت دور زدن، افزایش فشار سوخت بدون اندازه گیری را در حال حاضر برای سطح مقطع جدید 56 کیلوگرم بر سانتی متر مربع به همراه خواهد داشت. دوباره نصب نخواهد شد این اتفاق می افتد زیرا افزایش سرعت چرخش باعث افزایش جریان سوخت از طریق پمپ می شود. همانطور که قبلا ذکر شد، افت فشار ΔP همیشه با سفت شدن فنر دریچه کاهنده فشار با رسیدن سیستم به تعادل مطابقت دارد.

بخش محاسباتی در حین کار موتور، حرکت دریچه گاز (1) باعث می شود که پوشش فنر کشویی در امتداد میله سوپاپ سروو به سمت پایین حرکت کند و فنر تنظیم را فشرده کند. در این حالت، پایه فنر وزنه های گریز از مرکز را وادار به همگرایی می کند، گویی سرعت روتور یک توربوشارژر کم است. عملکرد شیر سروو جلوگیری از حرکت ناگهانی سوزن اندازه گیری هنگام حرکت مایع درون آن از پایین به بالا است. فرض کنید مکانیسم اهرم ضرب (3) در این زمان بی حرکت می ماند، سپس لغزنده از صفحه شیبدار به سمت پایین و به سمت چپ حرکت می کند. با حرکت به سمت چپ، لغزنده شیر کنترل را در برابر نیروی سفت کننده فنر فشار می دهد و مصرف سوخت موتور را افزایش می دهد. با افزایش مصرف سوخت، سرعت روتور موتور افزایش می یابد و سرعت درایو گاورنر افزایش می یابد (5). نیروی جدید ناشی از چرخش وزنه های گریز از مرکز با نیروی فنر تنظیمی زمانی که وزنه های گریز از مرکز حالت عمودی به خود می گیرند، به تعادل می رسد. وزنه ها اکنون در موقعیتی هستند که آماده تغییر سرعت هستند.

وزنه های گریز از مرکز همیشه به حالت عمودی برمی گردند تا برای تغییرات بار زیر آماده باشند:

الف) شرایط سرعت:

بار موتور کاهش می یابد و سرعت را افزایش می دهد.

بارهای گریز از مرکز واگرا می شوند و عرضه مقدار مشخصی سوخت را قطع می کنند.

ب) شرایط کاهش سرعت:

بار روی موتور افزایش می یابد و سرعت شروع به کاهش می کند.

بارهای گریز از مرکز همگرا می شوند و مصرف سوخت را افزایش می دهند.

موتور به سرعت نامی باز می گردد. هنگامی که وزنه های گریز از مرکز در حالت عمودی قرار می گیرند، نیروی عمل آنها بر فنر با مقدار کشش روی فنر متعادل می شود.

ج) حرکت دریچه گاز (به جلو):

فنر تنظیم فشرده می شود و وزن های گریز از مرکز تحت شرایط سرعت کاذب همگرا می شوند.

مصرف سوخت افزایش می‌یابد و وزن‌ها شروع به واگرایی می‌کنند و در وضعیت تعادلی قرار می‌گیرند قدرت جدیدسفت شدن فنری

توجه: وزنه های گریز از مرکز تا زمانی که دریچه گاز تنظیم نشود به موقعیت اصلی خود باز نمی گردند زیرا فنر تنظیم اکنون نیروی سفت شدن بیشتری دارد. این خطای گاورنر استاتیک نامیده می شود و با کاهش جزئی سرعت به دلیل مکانیسم های سیستم کنترل مشخص می شود.

در بسیاری از موتورها، فشار استاتیک محفظه احتراق یک شاخص مفید برای جریان جرم هوا است. اگر میزان جریان جرم هوا مشخص باشد، نسبت هوا به سوخت را می توان با دقت بیشتری کنترل کرد. با افزایش فشار در محفظه احتراق (p b)، دمی که آن را دریافت می کند به سمت راست منبسط می شود. حرکت بیش از حد توسط محدود کننده فشار در محفظه احتراق محدود می شود (6). با فرض ثابت ماندن پیوند سوپاپ سروو، اتصال چند برابر کننده لغزنده را به سمت چپ حرکت می دهد و دریچه کنترل را برای جریان سوخت بیشتر مطابق با افزایش جریان توده هوا باز می کند. این می تواند در حین شیرجه رخ دهد که باعث افزایش سرعت، فشار سرعت و جریان توده هوا می شود.

افزایش فشار ورودی باعث می شود که دم (7) که این فشار را دریافت می کند منبسط شود، مکانیسم اهرم ضرب به سمت چپ حرکت می کند و شیر کنترل بیشتر باز می شود.

هنگامی که موتور متوقف می شود، فنر تنظیم در دو جهت منبسط می شود و باعث می شود که پوشش کشویی به سمت ایستگاه دور آرام بالا برود و شیر کنترل اصلی را از حداقل محدود کننده جریان سوخت دور کند. هنگامی که موتور در مرحله بعدی راه اندازی می شود و به سرعت دور آرام نزدیک می شود، وزنه های گریز از مرکز از پوشش کشویی روی استاپ دور آرام پشتیبانی می کنند و همچنین شیر کنترل را به سمت حداقل محدود کننده جریان حرکت می دهند.

3.3 سیستم های مدیریت سوخت هیدروپنوماتیک، سیستم تزریق سوخت PT6 (سیستم سوخت Bendix)

سیستم سوخت پایه شامل یک پمپ موتور محرک، یک تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی، یک واحد کنترل پرتاب و یک منیفولد سوخت دوگانه با 14 انژکتور سوخت تک پورت (تک پورت) است. دو دریچه تخلیه که در محفظه ژنراتور گاز قرار دارند، پس از توقف موتور، سوخت باقیمانده را تخلیه می کنند (شکل 10).

3.1 پمپ سوخت

پمپ سوخت 1 یک پمپ دنده ای با جابجایی مثبت است که توسط جعبه محرک هدایت می شود. سوخت بوست پمپ از طریق فیلتر ورودی 2 در 74 میکرون (200 سوراخ) وارد پمپ بنزین شده و سپس وارد محفظه کار می شود. از آنجا، سوخت پرفشار از طریق فیلتر خروجی پمپ 3 در 10 میکرون به رگولاتور سوخت هیدرومکانیکی فرستاده می شود. اگر فیلتر مسدود شود، افزایش فشار دیفرانسیل بر نیروی فنر غلبه می‌کند و دریچه تسکین را از روی صندلی آن بلند می‌کند و اجازه عبور سوخت فیلتر نشده را می‌دهد. شیر تسکین 4 و گذرگاه مرکزی پمپ اجازه می دهد تا وقتی فیلتر خروجی مسدود می شود، سوخت بدون فیلتر و فشار بالا از چرخ دنده های پمپ به تنظیم کننده سوخت عبور کند. کانال داخلی 5 که از واحد کنترل سوخت منشأ می گیرد، سوخت بای پس را از واحد کنترل سوخت به ورودی پمپ برمی گرداند و فیلتر ورودی را دور می زند.

3.2 سیستم مدیریت سوخت

سیستم مدیریت سوخت از سه بخش جداگانه با عملکردهای مستقل تشکیل شده است: یک تنظیم کننده تامین سوخت هیدرومکانیکی (6)، که برنامه تامین سوخت به موتور را در حالت ثابت و در هنگام شتاب تعیین می کند. واحد کنترل جریان راه اندازی، که به عنوان توزیع کننده جریان عمل می کند که سوخت اندازه گیری شده را از خروجی تنظیم کننده هیدرومکانیکی به منیفولد اصلی سوخت یا در صورت لزوم به منیفولدهای اولیه و ثانویه هدایت می کند. پروانه بر روی رانش رو به جلو و معکوس توسط یک واحد تنظیم کننده کنترل می شود که از بخشی از یک تنظیم کننده پروانه معمولی (در شکل 10) و یک محدود کننده حداکثر سرعت برای توربین فشار قوی تشکیل شده است. محدود کننده حداکثر سرعت توربین فشار بالا از توربین در برابر سرعت بیش از حد در طول کارکرد عادی محافظت می کند. در حین برگشت رانش، گاورنر پروانه کار نمی کند و کنترل سرعت توربین توسط گاورنر توربین فشار قوی کنترل می شود.

3.3 تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی

رگولاتور تامین سوخت هیدرومکانیکی بر روی یک پمپ موتوری نصب شده است و با سرعتی متناسب با سرعت چرخش روتور کم فشار می چرخد. تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی برنامه سوخت رسانی به موتور را برای ایجاد توان مورد نیاز و کنترل سرعت چرخش روتور کم فشار تعیین می کند. قدرت موتور به طور مستقیم به سرعت چرخش روتور کم فشار بستگی دارد. گاورنر هیدرومکانیکی این فرکانس و در نتیجه قدرت موتور را کنترل می کند. سرعت چرخش روتور کم فشار با تنظیم مقدار سوخت عرضه شده به محفظه احتراق کنترل می شود.

قسمت اندازه گیری سوخت تحت فشار p 1 ایجاد شده توسط پمپ وارد رگولاتور هیدرومکانیکی می شود. مصرف سوخت توسط دریچه گاز اصلی (9) و سوزن اندازه گیری (10) تنظیم می شود. سوخت بدون اندازه گیری تحت فشار p 1 از پمپ به ورودی شیر توزیع عرضه می شود. فشار سوخت بلافاصله پس از شیر توزیع، فشار سوخت اندازه گیری شده (p2) نامیده می شود. دریچه گاز اختلاف فشار ثابت (p 1 - p 2) را در سراسر شیر توزیع حفظ می کند. منطقه جریان سوزن اندازه گیری برای برآورده کردن نیازهای خاص موتور تغییر خواهد کرد. سوخت اضافی نسبت به این نیازها از خروجی پمپ سوخت از طریق سوراخ های داخل رگولاتور هیدرومکانیکی تخلیه می شود و به ورودی فیلتر ورودی پمپ می شود (5). سوزن دوز شامل یک قرقره است که در یک آستین توخالی کار می کند. دریچه توسط یک دیافراگم و یک فنر فعال می شود. در حین کار، نیروی فنر با اختلاف فشار (p 1 - p 2) در سراسر دیافراگم متعادل می شود. شیر بای پس همیشه در موقعیتی قرار می گیرد که حفظ اختلاف فشار (p 1 - p 2) و دور زدن سوخت اضافی را تضمین می کند.

شیر اطمینان به موازات شیر ​​بای پس برای جلوگیری از افزایش فشار اضافی p 1 در تنظیم کننده هیدرومکانیکی نصب می شود. سوپاپ برای بسته شدن دارای بار فنری است و تا زمانی که فشار سوخت ورودی p 1 از کشش فنر فراتر رفته و دریچه را باز کند بسته می ماند. به محض کاهش فشار ورودی، شیر بسته می شود.

دریچه گاز 9 شامل یک سوزن پروفیلی است که در یک آستین کار می کند. دریچه گاز با تغییر ناحیه جریان، مصرف سوخت را تنظیم می کند. جریان سوخت تنها تابعی از موقعیت سوزن اندازه گیری است زیرا شیر دریچه گاز فشار دیفرانسیل ثابتی را در سطح جریان بدون توجه به اختلاف فشار سوخت در ورودی و خروجی حفظ می کند.

جبران خسارت را تغییر دهید وزن مخصوصبا توجه به تغییرات دمای سوخت، یک صفحه دو فلزی در زیر دریچه گاز فنری انجام می شود.

بخش محاسبات پنوماتیک دریچه گاز به یک دوربین سرعت برنامه ریزی شده متصل می شود که با افزایش قدرت نیروی رانش داخلی را کاهش می دهد. اهرم تنظیم کننده حول یک محور می چرخد ​​و یکی از انتهای آن در مقابل سوراخ قرار دارد و یک شیر تنظیم کننده 13 را تشکیل می دهد. اهرم غنی سازی 14 با اهرم تنظیم کننده در همان محور می چرخد ​​و دارای دو امتداد است که بخشی از اهرم تنظیم کننده را در چنین مواردی پوشش می دهد. به گونه ای که پس از کمی حرکت، شکاف بین آنها بسته می شود و هر دو اهرم با هم حرکت می کنند. اهرم غنی سازی یک پین شیاردار را به کار می اندازد که در برابر شیر غنی سازی عمل می کند. فنر کوچکتر دیگری اهرم غنی سازی را به اهرم گاورنر متصل می کند.

بادامک سرعت برنامه نیروی فنر تنظیم 15 را از طریق اهرم میانی هدایت می کند که به نوبه خود نیرو را برای بستن شیر گاورنر منتقل می کند. فنر غنی‌سازی 16 که بین اهرم‌های غنی‌سازی و رگلاتور قرار دارد، نیرویی را برای باز کردن شیر غنی‌سازی ایجاد می‌کند.

در طول چرخش محور محرک، واحدی که وزنه های گریز از مرکز تنظیم کننده روی آن نصب شده اند، می چرخد. اهرم های کوچک در داخل وزنه ها با قرقره گاورنر تماس می گیرند. با افزایش سرعت چرخش روتور کم فشار، نیروی گریز از مرکز وزنه ها را مجبور می کند تا بار بیشتری روی قرقره اعمال کنند. این باعث می شود که قرقره در امتداد شفت به سمت بیرون حرکت کند و بر روی اهرم غنی سازی عمل کند. نیروی حاصل از وزنه های گریز از مرکز بر کشش فنر غلبه می کند، دریچه تنظیم کننده باز می شود و شیر غنی سازی بسته می شود.

دریچه غنی‌سازی با افزایش سرعت چرخش روتور کم فشار شروع به بسته شدن می‌کند، که برای غلبه بر وزنه‌های گریز از مرکز بر نیروی سفت شدن فنر کوچک‌تر کافی است. اگر سرعت روتور کم فشار همچنان افزایش یابد، اهرم غنی سازی تا زمانی که با اهرم گاورنر تماس پیدا کند به حرکت خود ادامه می دهد و در این مرحله شیر غنی سازی کاملا بسته می شود. اگر سرعت روتور کم فشار به اندازه ای افزایش یابد که گرانش بر نیروی فنر بزرگتر غلبه کند، شیر تنظیم کننده باز می شود. در این حالت شیر ​​رگولاتور باز و شیر غنی سازی بسته می شود. شیر غنی‌سازی با افزایش سرعت چرخش بسته می‌شود تا فشار هوای عملیاتی ثابت بماند.

دم. مونتاژ دم، شکل. 11 شامل یک دم خلاء (18) و یک دم تنظیم کننده (19) است که توسط یک میله مشترک به هم متصل شده اند. دم‌های خلاء اندازه‌گیری فشار کل را فراهم می‌کنند. حرکت دمک توسط یک شفت متقاطع و اهرم های مربوطه 20 به شیر توزیع 9 منتقل می شود.

لوله با استفاده از یک آستین تنظیم در محفظه ریخته گری در انتهای مخالف ثابت می شود. بنابراین هرگونه حرکت چرخشی شفت متقاطع باعث افزایش یا کاهش نیرو در میله پیچشی (قطعه ای لوله ای شکل با مقاومت پیچشی بالا) می شود. میله پیچشی یک مهر و موم بین بخش های هوا و سوخت سیستم ایجاد می کند. یک میله پیچشی در امتداد مجموعه دم برای انتقال نیرو برای بستن شیر کنترل قرار دارد. دم در برابر این نیرو عمل می کند و شیر کنترل را باز می کند. فشار p y از بیرون به دم رگولاتور وارد می شود. فشار p x از داخل به دم رگولاتور و از خارج به دم خلاء وارد می شود.

برای شفافیت هدف عملکردیدم تنظیم کننده، در شکل نشان داده شده است. 11 مانند دیافراگم است. فشار p y از یک طرف دیافراگم و p x از طرف مقابل تامین می شود. فشار p x نیز به یک دم خلاء متصل به دیافراگم اعمال می شود. بار فشار px که برخلاف دم خلاء عمل می کند با اعمال فشار مساوی به همان ناحیه دیافراگم اما در جهت مخالف کاهش می یابد.

تمام بارهای فشار وارد بر بخشی از دم می تواند به نیروهایی که فقط روی دیافراگم وارد می شود کاهش یابد. این نیروها عبارتند از:

فشار P y که روی کل سطح قسمت بالایی اعمال می شود.

فشار داخلی دم خلاء که بر روی بخشی از سطح پایینی (داخل ناحیه میرایی فشار) عمل می کند.

فشار p x بر روی قسمت باقی مانده از سطح اعمال می شود.

هر گونه تغییر در فشار p y به دلیل تفاوت در نواحی تأثیر، تأثیر بیشتری بر دیافراگم نسبت به همان تغییر فشار p x ایجاد می کند.

فشارهای p x و p y با تغییر در شرایط کارکرد موتور تغییر می کنند. هنگامی که هر دو فشار به طور همزمان افزایش می یابد، مانند هنگام شتاب، حرکت رو به پایین دم باعث می شود که شیر کنترل به سمت چپ، در جهت باز شدن حرکت کند. هنگامی که p y دریچه تنظیم کننده را با رسیدن به فرکانس مورد نظر تخلیه می کند

چرخش روتور کم فشار (برای تنظیم پس از شتاب)، دم به سمت بالا حرکت می کند تا سطح جریان شیر توزیع را کاهش دهد.

هنگامی که هر دو فشار به طور همزمان کاهش می یابد، دم به سمت بالا حرکت می کند و منطقه جریان شیر کنترل را کاهش می دهد، زیرا دمنده خلاء به عنوان فنر عمل می کند. این در هنگام کاهش سرعت زمانی رخ می دهد که فشار p y شیر گاورنر را تخلیه می کند و فشار p x شیر غنی سازی را تخلیه می کند و شیر کنترل را مجبور می کند به سمت حداقل محدود کننده جریان حرکت کند.

برنج. 10. سیستم کنترل سوخت هیدروپنوماتیک TVD RT6

برنج. 11. دیافراگم عملکردی بلوک دم

رگولاتور توربین فشار قوی (N 2). واحد کنترل سرعت روتور فشار قوی شماره 2 بخشی از کنترل سرعت پروانه می باشد. فشار p y را در امتداد خط پنوماتیک داخلی 21 دریافت می کند که از محفظه واحد کنترل سوخت تا رگلاتور می رود. در صورت افزایش سرعت توربین فشار بالا تحت تأثیر بارهای گریز از مرکز، سوراخ بای پس هوا (22) در بلوک رگولاتور (شماره 2) باز می شود تا فشار p از طریق رگلاتور تخلیه شود. هنگامی که این اتفاق می افتد، فشار p y از طریق دم سیستم مدیریت سوخت روی شیر کنترل عمل می کند به طوری که شروع به بسته شدن می کند و جریان سوخت را کاهش می دهد. کاهش مصرف سوخت باعث کاهش سرعت چرخش روتورهای فشار پایین و بالا می شود. سرعت باز شدن درگاه بای پس به تنظیمات اهرم کنترل گاورنر پروانه (22) و اهرم برگشت فشار قوی 24 بستگی دارد. سرعت توربین فشار قوی و سرعت پروانه توسط گاورنر شماره 2 محدود می شود.

واحد کنترل راه اندازی واحد کنترل پرتاب (7) (شکل 12) شامل یک محفظه حاوی یک پیستون توخالی (25) است که در داخل محفظه کار می کند. حرکت چرخشی راکر میله فرمان 26 با استفاده از مکانیزم قفسه و پینیون به حرکت خطی پیستون تبدیل می شود. شیارهای تنظیم موقعیت های کاری 45 درجه و 72 درجه را فراهم می کنند. یکی از این موقعیت ها، بسته به نوع نصب، برای پیکربندی سیستم اهرمی داخل کابین استفاده می شود.

شیر حداقل فشار (27) واقع در ورودی واحد کنترل پرتاب، حداقل فشار را در واحد حفظ می کند تا از دوز محاسبه شده سوخت اطمینان حاصل کند. منیفولدهای دوگانه که به صورت داخلی از طریق شیر بای پس (28) به هم متصل می شوند، دارای دو اتصال هستند. این شیر برای راه اندازی یک بار اولیه برای منیفولد اصلی #1 فراهم می کند و اگر فشار در بلوک افزایش یابد، شیر بای پس باز می شود و اجازه می دهد سوخت به منیفولد ثانویه #2 جریان یابد.

هنگامی که اهرم در موقعیت خاموش و تخلیه (0º) است (شکل 13، a)، منبع سوخت هر دو منیفولد مسدود می شود. در این زمان، سوراخ های تخلیه (از طریق سوراخ در پیستون) با سوراخ "تخلیه" ردیف می شوند و سوخت باقی مانده در منیفولدها را به بیرون رها می کنند. این از جوشیدن سوخت و کک شدن سیستم در هنگام جذب گرما جلوگیری می کند. سوخت وارد شده به واحد کنترل استارت هنگامی که موتور خاموش است از طریق درگاه بای پس به ورودی پمپ بنزین هدایت می شود.

هنگامی که اهرم در موقعیت کار قرار دارد (شکل 13، ب)، خروجی منیفولد شماره 1 باز است و سوراخ بای پس مسدود می شود. با شتاب گرفتن موتور، جریان سوخت و فشار منیفولد افزایش می‌یابد تا زمانی که سوپاپ بای پس باز شود و منیفولد 2 شروع به پر شدن کند. هنگامی که منیفولد شماره 2 پر است، کل مصرف سوخت با مقدار سوخت انتقال یافته به سیستم شماره 2 افزایش می یابد و موتور به شتاب گرفتن تا دور آرام ادامه می دهد. هنگامی که اهرم فراتر از موقعیت عملیاتی (45 درجه یا 72 درجه) به حداکثر توقف (90 درجه) حرکت می کند، واحد کنترل پرتاب دیگر بر دوز سوخت در موتور تأثیر نمی گذارد.

عملکرد سیستم مدیریت سوخت برای یک نصب معمولی. عملکرد سیستم مدیریت سوخت به دو دسته تقسیم می شود :

1. راه اندازی موتور. چرخه استارت موتور با حرکت دریچه گاز به حالت دور آرام و اهرم کنترل استارت به حالت خاموش آغاز می شود. احتراق و استارت روشن می شوند و با رسیدن به سرعت چرخش مورد نیاز روتور LP، اهرم کنترل پرتاب به موقعیت کار حرکت می کند. احتراق موفقیت آمیز در شرایط عادی در حدود 10 ثانیه به دست می آید. پس از احتراق موفقیت آمیز، موتور به حالت بیکار شتاب می دهد.

در طول راه اندازی، شیر کنترل سیستم کنترل سوخت در موقعیت جریان کم قرار دارد. در طول شتاب، فشار در خروجی کمپرسور (P 3) افزایش می یابد. P x و P y به طور همزمان در طول شتاب افزایش می یابند (P x = P y). افزایش فشار توسط دم 18 درک می شود و شیر توزیع را مجبور می کند بیشتر باز شود. هنگامی که روتور LP به سرعت چرخش گاز پایین می رسد، نیروی ناشی از وزنه های گریز از مرکز شروع به تجاوز از نیروی سفت کننده فنر تنظیم کننده می کند و شیر تنظیم کننده 13 را باز می کند. این یک اختلاف فشار ایجاد می کند (P y - P x) که باعث می شود شیر توزیع بسته شود تا زمانی که برای کارکرد گاز کم به مصرف سوخت گاز نیاز باشد.

هر گونه انحراف سرعت روتور موتور از سرعت انتخاب شده (فرکانس بیکاری) توسط وزن های گریز از مرکز تنظیم کننده درک می شود، در نتیجه نیروی وارد بر بخشی از وزنه ها افزایش یا کاهش می یابد. تغییر در نیروی وزنه های گریز از مرکز باعث حرکت شیر ​​گاورنر می شود که متعاقباً منجر به تغییر در جریان سوخت برای بازگرداندن سرعت دقیق می شود.

برنج. 12. واحد کنترل را راه اندازی کنید

اورکلاک کردن هنگامی که دریچه گاز 12 را فراتر از وضعیت بیکار حرکت می دهید، نیروی سفت شدن فنر تنظیم کننده افزایش می یابد. این نیرو بر مقاومت وزنه های گریز از مرکز غلبه می کند و اهرم را حرکت می دهد و شیر تنظیم کننده را می بندد و دریچه غنی سازی را باز می کند. فشارهای P x و P y بلافاصله افزایش می یابد و باعث می شود که شیر توزیع در جهت باز شدن حرکت کند. سپس شتاب تابعی از افزایش است (P x = P y).

با افزایش مصرف سوخت، روتور کم فشار شتاب می گیرد. هنگامی که به نقطه سرعت طراحی (تقریباً 70 تا 75٪) می رسد، نیروی حاصل از وزنه های گریز از مرکز بر مقاومت فنر شیر غنی سازی غلبه می کند و شیر شروع به بسته شدن می کند. هنگامی که سوپاپ غنی‌سازی شروع به بسته شدن می‌کند، فشارهای Px و Py افزایش می‌یابد و باعث افزایش سرعت حرکت دم تنظیم کننده و شیر توزیع می‌شود و باعث افزایش سرعت مطابق با برنامه تامین سوخت در هنگام شتاب می‌شود.

با افزایش سرعت چرخش روتورهای LP و HP، تنظیم کننده پروانه گام پروانه را افزایش می دهد تا عملکرد روتور HP را در فرکانس انتخابی کنترل کند و توان افزایش یافته را به عنوان نیروی رانش اضافی بپذیرد. شتاب زمانی تکمیل می شود که نیروی وارده از وزنه های گریز از مرکز دوباره بر سفت شدن فنر رگلاتور غلبه کند و شیر تنظیم کننده را باز کند.

تنظیم. پس از اتمام چرخه شتاب، هرگونه انحراف سرعت روتور موتور از سرعت انتخاب شده توسط وزن های گریز از مرکز درک می شود و به صورت افزایش یا کاهش نیروی ضربه ناشی از بارها بیان می شود. این تغییر شیر گاورنر را مجبور به باز یا بسته شدن می کند و سپس منجر به تنظیم جریان سوخت مورد نیاز برای بازگرداندن سرعت صحیح می شود. در طول فرآیند تنظیم، شیر در وضعیت تنظیم یا "شناور" حفظ می شود.

جبران ارتفاع. در این سیستم مدیریت سوخت، جبران ارتفاع به صورت خودکار است، زیرا دم خلاء 18 مقدار فشار مطلق اساسی را ارائه می دهد. فشار در خروجی کمپرسور P 3 اندازه گیری سرعت موتور و چگالی هوا است. P x متناسب با فشار در خروجی کمپرسور است که با کاهش چگالی هوا کاهش می یابد. فشار توسط یک دم خلاء درک می شود که برای کاهش مصرف سوخت کار می کند.

محدودیت توان توربین واحد تنظیم کننده روتور فشار بالا که بخشی از رگولاتور پروانه است، فشار Py را در امتداد یک خط از واحد کنترل سوخت دریافت می کند. اگر توربین HP بیش از حد سرعت داشته باشد، سوراخ بای پس بلوک رگلاتور باز می شود تا فشار Ру از طریق رگلاتور پروانه تخلیه شود. کاهش فشار Py باعث می شود که دریچه توزیع واحد کنترل سوخت به سمت بسته شدن تغییر کند و مصرف سوخت و سرعت چرخش ژنراتور گاز کاهش یابد.

توقف موتور هنگامی که اهرم کنترل پرتاب به موقعیت خاموش منتقل می شود، موتور متوقف می شود. این عمل پیستون دستی را به حالت خاموش و تخلیه می برد و مصرف سوخت و تخلیه سوخت باقیمانده از منیفولد دوگانه را به طور کامل متوقف می کند.

4 سیستم کنترل سوخت نوع Bendix DP-L2 (دستگاه هیدروپنوماتیک)

این تنظیم کننده سوخت هیدروپنوماتیکی بر روی موتور توربوفن JT15D نصب شده است (شکل 13).

سوخت از پمپ فشار (P 1) به ورودی شیر اندازه گیری به رگولاتور می رسد. یک شیر اندازه گیری همراه با یک شیر بای پس برای تنظیم جریان سوخت ضروری است. سوخت پایین دست درست بعد از شیر کنترل دارای فشار P 2 است. شیر بای پس اختلاف فشار ثابت را حفظ می کند (P 1 - P 2).

عناصر/توابع:

سوخت ورودی - از مخزن سوخت می آید.

فیلتر - دارای مش درشت است که خود تخلیه می شود.

پمپ دنده ای - سوخت را با فشار P 1 تامین می کند.

فیلتر - دارای مش با یک زمین کوچک (فیلتر خوب) است.

شیر اطمینان - از افزایش فشار اضافی سوخت P 1 در خروجی پمپ جلوگیری می کند و به تنظیم فشار دیفرانسیل در هنگام کاهش سریع کمک می کند.

تنظیم کننده فشار دیفرانسیل - مکانیزم هیدرولیکی که سوخت اضافی (P 0) را دور می زند و فشار دیفرانسیل ثابت (P 1 - P 2) را در اطراف شیر توزیع حفظ می کند.

دیسک های دمای سوخت دو فلزی - به طور خودکار تغییرات وزن مخصوص را با تغییر دمای سوخت جبران می کند. می تواند به صورت دستی برای سایر وزن مخصوص سوخت یا سایر کاربردهای سوخت تنظیم شود.

شیر اندازه گیری - سوخت را با فشار P 2 به انژکتورهای سوخت دوز می کند. با استفاده از میله پیچشی که دم را به سوزن دوز متصل می کند، قرار می گیرد.

حداقل محدود کننده جریان - از بسته شدن کامل شیر کنترل در هنگام کاهش سرعت جلوگیری می کند.

محدود کننده حداکثر جریان - حداکثر سرعت روتور را بر اساس تنظیم می کند مقدار محدودموتور؛

بلوک دو دم - دم تنظیم کننده فشارهای Px و Py را حس می کند، گیربکس مکانیکی را در موقعیت مکانی قرار می دهد، برنامه تامین سوخت و سرعت موتور را تغییر می دهد. هنگامی که فشار P y برای کاهش سرعت موتور کاهش می یابد، دم عقب ماندگی تا توقف خود منبسط می شود.

سنسور دما - دیسک های دو فلزی دما را در ورودی موتور T 2 برای کنترل فشار دم P x حس می کنند.

شیر غنی سازی - فشار کمپرسور Pc را دریافت می کند و فشار بلوک دم دوبل Px و Py را کنترل می کند. با افزایش سرعت بسته می شود تا فشار عملیاتی تقریباً یکسانی حفظ شود.

تنظیم کننده روتور VD - وزنه های گریز از مرکز تحت تأثیر نیروی گریز از مرکز با افزایش سرعت روتور به بیرون فشرده می شوند. این فشار P y را تغییر می دهد.

اهرم رانش - باری را برای قرار دادن رگولاتور ایجاد می کند.

عملکرد کنترل :

پمپ بنزین سوخت بدون اندازه گیری را با فشار P 1 به رگولاتور عرضه می کند.

فشار P در اطراف گذرگاه شیر کنترل به همان روشی که قبلاً در نمودار ساده شده تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی توضیح داده شد کاهش می یابد (شکل 9). فشار P 1 به P 2 تبدیل می شود که به موتور عرضه می شود و بر عملکرد شیر کاهش فشار که در اینجا تنظیم کننده فشار دیفرانسیل نامیده می شود تأثیر می گذارد.

سوخت انتقال یافته به ورودی پمپ به صورت P 0 مشخص می شود. نازل فشار P 0 را بیشتر از فشار سوخت در ورودی پمپ نگه می دارد.

برنج. 13. تنظیم کننده سوخت هیدروپنوماتیکی Bendix DP-L که روی موتور توربوفن پرت اند ویتنی کانادا JT-15 نصب شده است.

سوخت انتقال یافته به ورودی پمپ به صورت P 0 مشخص می شود. نازل فشار P 0 را بیشتر از فشار سوخت در ورودی پمپ نگه می دارد.

بخش پنوماتیک با فشار از خروجی کمپرسور Pc تامین می شود. پس از تغییر، به فشارهای P x و P y تبدیل می شود که شیر کنترل اصلی را قرار می دهند.

هنگامی که دریچه گاز به جلو حرکت می کند:

الف) وزنه های گریز از مرکز همگرا می شوند و نیروی سفت شدن فنر تنظیم بیشتر از مقاومت وزنه ها است.

ب) شیر تنظیم کننده بای پس P y را متوقف می کند.

ج) دریچه غنی سازی شروع به بسته شدن می کند و Pc را کاهش می دهد (با بسته شدن شیر بای پس P y ، چنین فشار بالایی لازم نیست).

د) P x و P y روی سطوح تنظیم کننده متعادل هستند.

ه) فشار P غالب می شود (شکل 11)، دم خلاء و میله دم رگولاتور به پایین جابجا می شوند. دیافراگم اجازه چنین حرکتی را می دهد.

ه) چرخ دنده مکانیکی در خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخد ​​و شیر کنترل اصلی باز می شود.

f) با افزایش سرعت موتور، بارهای گریز از مرکز واگرا می شوند و دریچه تنظیم کننده برای دور زدن P y باز می شود.

g) شیر غنی سازی دوباره باز می شود و فشار P x به مقدار فشار P y افزایش می یابد.

h) کاهش فشار Р у باعث حرکت در جهت مخالف دم و میله تنظیم کننده می شود.

i) میله پیچشی در جهت عقربه های ساعت می چرخد ​​تا مصرف سوخت کاهش یابد و سرعت روتور موتور تثبیت شود.

هنگامی که دریچه گاز در توقف آرام ترمز می کند:

الف) وزنه های گریز از مرکز به دلیل فشار دادن به بیرون فرکانس بالانیروی چرخش ناشی از بارها بیشتر از سفت شدن فنر تنظیم است.

ب) شیر تنظیم کننده هنگام باز شدن فشار Р у را آزاد می کند، شیر اطمینان نیز فشرده می شود تا فشار اضافی Р у کاهش یابد.

ج) دریچه غنی سازی باز می شود و اجازه می دهد هوا با فشار افزایش یافته P x از آن عبور کند.

د) فشار P x باعث گسترش رگولاتور و دم کاهش سرعت تا توقف می شود، میله تنظیم کننده نیز بالا می رود و شیر توزیع اصلی شروع به بسته شدن می کند.

ه) فشار P x با کاهش سرعت روتور موتور کاهش می یابد، اما دم خلاء میله تنظیم کننده را در موقعیت بالایی نگه می دارد.

ه) هنگامی که سرعت چرخش کاهش می یابد، وزن های گریز از مرکز همگرا می شوند و بای پس هوا را با فشار Ру و شیر اطمینان می بندند.

و) شیر غنی‌سازی نیز شروع به بسته شدن می‌کند، فشار P y نسبت به Px افزایش می‌یابد.

g) دم کاهش سرعت به سمت پایین حرکت می کند، شیر توزیع کمی باز می شود و سرعت روتور تثبیت می شود.

هنگامی که دمای هوای بیرون در هر موقعیت ثابت دریچه گاز افزایش می یابد:

الف) سنسور T 12 برای کاهش دور زدن هوا با فشار P x و تثبیت آن در فشار کم Pc منبسط می شود، در حالی که موقعیت دم خلاء را حفظ می کند و برنامه شتاب مشخص را حفظ می کند. که زمان شتاب از حالت بیکار تا برخاستن هم در دمای بالا و هم در دمای پایین یکسان باقی می ماند.

5 سیستم برنامه ریزی تامین سوخت الکترونیکی

سیستم‌های اندازه‌گیری سوخت با عملکرد الکترونیکی در گذشته به اندازه سیستم‌های هیدرومکانیکی و هیدروپنوماتیکی مورد استفاده قرار نگرفته‌اند. در سال های اخیر، اکثر موتورهای جدید توسعه یافته برای حمل و نقل هوایی تجاری و تجاری به گاورنرهای الکترونیکی مجهز شده اند. رگولاتور الکترونیکی یک دستگاه هیدرومکانیکی با گنجاندن اضافی سنسورهای الکترونیکی است. مدارهای الکترونیکی از اتوبوس هواپیما یا از ژنراتور تخصصی خود تغذیه می شوند جریان متناوبآنها پارامترهای عملکرد موتور مانند دمای گاز خروجی، فشار در طول مسیر و سرعت روتور موتور را تجزیه و تحلیل می کنند. مطابق با این پارامترها، قسمت الکترونیکی سیستم به طور دقیق مصرف سوخت مورد نیاز را محاسبه می کند.

5.1 نمونه سیستم (Rolls Royce RB-211)

RB-211 یک موتور توربوفن بزرگ سه مرحله ای است. دارای یک تنظیم کننده الکترونیکی کنترلی است که بخشی از سیستم برنامه ریزی تامین سوخت هیدرومکانیکی است. آمپلی فایر واحد گاورنر الکترونیکی از موتور در برابر افزایش دما در زمانی که موتور در حالت تیک آف کار می کند محافظت می کند. در هر شرایط عملیاتی دیگری، تنظیم کننده سوخت فقط بر روی سیستم هیدرومکانیکی کار می کند.

از تجزیه و تحلیل شکل. 14 مشاهده می شود که تقویت کننده رگولاتور سیگنال های ورودی را از LPT و دو سرعت چرخش کمپرسورهای LP و HP دریافت می کند.

رگولاتور طبق یک برنامه تامین سوخت هیدرومکانیکی عمل می کند تا زمانی که قدرت موتور به حداکثر برسد، سپس تقویت کننده تنظیم کننده الکترونیکی به عنوان یک محدود کننده عرضه سوخت شروع به کار می کند.

برنج. 14. سیستم سوخت با رگولاتور الکترونیکی که برنامه تامین سوخت را کنترل می کند

تنظیم کننده فشار دیفرانسیل در این سیستم عملکرد یک شیر کاهنده فشار را در نمودار ساده شده یک تنظیم کننده تامین سوخت هیدرومکانیکی در شکل 1 انجام می دهد. 10. هنگامی که قدرت موتور به حداکثر نزدیک می شود و دمای گاز مشخص شده در توربین و سرعت محور کمپرسور به دست می آید، تنظیم کننده فشار دیفرانسیل جریان سوخت را به انژکتورهای سوخت، سوخت را به ورودی پمپ کاهش می دهد. تنظیم کننده تامین سوخت در این سیستم به عنوان یک دستگاه هیدرومکانیکی عمل می کند و سیگنال هایی در مورد سرعت چرخش روتور موتور پرفشار، فشار در طول مسیر (P 1, P 2, P 3) و موقعیت دریچه گاز دریافت می کند.

همانطور که از شکل زیر آمده است. 14، تنظیم کننده سوخت سیگنال های زیر را از موتور برای ایجاد یک برنامه تامین سوخت دریافت می کند:

زاویه نصب دریچه گاز؛

p 1 - فشار کل در ورودی به کمپرسور (فن)؛

p 3 - فشار کل در خروجی کمپرسور مرحله دوم (کمپرسور میانی).

p 4 - فشار کل در خروجی افزایش فشار.

N 3 - سرعت چرخش روتور HPC.

N 1 - سرعت چرخش روتور LPC (فن)؛

N 2 - سرعت چرخش روتور کمپرسور میانی؛

دمای گاز در توربین (در خروجی LPT)؛

دستورات مسدود کردن عملکرد تقویت کننده تنظیم کننده؛

غنی‌سازی - برای راه‌اندازی موتور در دمای بیرونی زیر 0 درجه از یک افزایش‌دهنده سوخت استفاده می‌شود.

3.5.2 مثال سیستم (Garett TFE-731 And ATF-3) TFE-731 و ATF-3 نسل جدید موتورهای توربوفن برای هوانوردی تجاری هستند. آنها مجهز به واحدهای سیستم کنترل الکترونیکی هستند که برنامه تامین سوخت را به طور کامل کنترل می کنند.

با توجه به نمودار در شکل. 15 کامپیوتر الکترونیکی سیگنال های ورودی زیر را دریافت می کند:

N 1 - سرعت چرخش فن؛

N 2 - سرعت روتور کمپرسور میانی:

N 3 - سرعت روتور کمپرسور فشار بالا؛

Tt 2 - دمای کل در ورودی موتور؛

Tt 8 - دما در ورودی HPT.

pt 2 - فشار ورودی کل؛

برق ورودی - 28 ولت DC؛

دینام آهنربای دائمی؛

زاویه نصب دریچه گاز؛

موقعیت VNA؛

Рs 6 - فشار استاتیک در خروجی موتور توربوپراپ.

برنج. 15. تنظیم کننده الکترونیکی سیستم سوخت با کنترل کامل برنامه تامین سوخت

بخش الکترونیکی تنظیم کننده سوخت، داده های ورودی را تجزیه و تحلیل می کند و دستوراتی را به تاسیسات BHA ارسال می کند و تامین سوخت توسط بخش هیدرومکانیکی تنظیم کننده سوخت را برنامه ریزی می کند.

سازندگان ادعا می کنند که این سیستم برنامه تحویل سوخت را به طور کامل و دقیق تر از یک سیستم هیدرومکانیکی قابل مقایسه کنترل می کند. همچنین با نظارت مداوم بر دما در ورودی موتور توربوپراپ و سایر پارامترهای مهم موتور، از موتور در کل دوره از راه‌اندازی تا بلند شدن در برابر افزایش دما و سرعت، توقف جریان در هنگام شتاب‌گیری ناگهانی محافظت می‌کند.

5.3 نمونه سیستم (G.E./Snecma CFM56-7B)

موتور CFM56-7B (شکل 16) با استفاده از سیستمی به نام FADEC (کنترل موتور دیجیتال با اختیار کامل) کار می کند. او انجام می دهد تسلط کاملبر روی سیستم های موتور در پاسخ به دستورات ورودی از سیستم های هواپیما. FADEC همچنین اطلاعاتی را برای سیستم های هواپیما برای نمایش کابین خلبان، نظارت بر سلامت موتور، گزارش تعمیر و نگهداری و عیب یابی فراهم می کند.

سیستم FADEC وظایف زیر را انجام می دهد:

برنامه ریزی تامین سوخت و محافظت در برابر فراتر رفتن از پارامترهای حد توسط روتورهای LP و HP را انجام می دهد.

پارامترهای موتور را در طول چرخه راه اندازی کنترل می کند و از تجاوز دمای گاز در توربین از حد مجاز جلوگیری می کند.

کشش را مطابق با دو حالت کنترل می کند: دستی و اتوماتیک.

عملکرد بهینه موتور را با کنترل جریان کمپرسور و فاصله توربین تضمین می کند.

دو آهنربای الکتریکی قفل کننده دریچه گاز را کنترل می کند.

عناصر سیستم FADEC سیستم FADEC شامل موارد زیر است:

یک تنظیم کننده الکترونیکی که شامل دو کامپیوتر یکسان به نام کانال های A و B است. تنظیم کننده الکترونیکی محاسبات کنترلی را انجام می دهد و وضعیت موتور را نظارت می کند.

یک واحد هیدرومکانیکی که سیگنال های الکتریکی را از رگولاتور الکترونیکی به فشار روی محرک های سوپاپ و محرک های موتور تبدیل می کند.

اجزای جانبی مانند سوپاپ ها، محرک ها و سنسورها برای کنترل و نظارت.

رابط هواپیما/کنترل الکترونیکی (شکل 16). سیستم های هواپیما اطلاعات مربوط به نیروی رانش موتور، دستورات کنترل، وضعیت هواپیما و شرایط پرواز را به کنترل کننده الکترونیکی ارائه می دهند که در زیر توضیح داده شده است:

اطلاعات مربوط به موقعیت دریچه گاز به صورت سیگنال زاویه ناهماهنگی الکتریکی به کنترل کننده الکترونیکی ارسال می شود. یک مبدل دوتایی به صورت مکانیکی به دریچه گاز در کابین وصل شده است.

اطلاعات پرواز، دستورات هدف موتور و داده ها از طریق باس ARINC-429 به هر موتور از واحد نمایش الکترونیکی هواپیما منتقل می شود.

سیگنال های هواپیما و سیگنال های اطلاعاتی گسسته انتخاب شده از طریق سیم کشی به کنترل کننده الکترونیکی تغذیه می شوند.

سیگنال های مربوط به موقعیت معکوس موتور از طریق سیم به کنترل کننده الکترونیکی منتقل می شود.

گاورنر الکترونیکی از اطلاعات پیکربندی هوای مجزا و پیکربندی پرواز (زمین/پرواز و موقعیت فلپ) از هواپیما برای جبران شرایط عملیاتی و به عنوان مبنایی برای برنامه ریزی تحویل سوخت در طول شتاب استفاده می کند.

رابط های FADEC سیستم FADEC یک سیستم با تجهیزات تست داخلی است. این بدان معنی است که قادر به تشخیص عیب داخلی یا خارجی خود است. سیستم FADEC برای انجام تمام وظایف خود از طریق یک کنترلر الکترونیکی به رایانه های هواپیما متصل می شود.

گاورنر الکترونیکی دستورات را از واحد نمایش هواپیما از سیستم نمایش اطلاعات عمومی دریافت می کند که رابط بین گاورنر الکترونیکی و سیستم های هواپیما است. هر دو واحد سیستم نمایش داده های زیر را از سیستم تولید سیگنال فشار کامل و استاتیک پرواز و رایانه کنترل پرواز ارائه می دهند:

پارامترهای هوا (ارتفاع، دمای کل هوا، فشار کل و M) برای محاسبه رانش.

موقعیت زاویه ای دریچه گاز.

برنج. 16. نمودار سیستم سوخت موتور G.E./Snecma CFM56-7

طراحی FADEC. سیستم FADEC کاملاً اضافی است و بر روی یک تنظیم کننده الکترونیکی دو کاناله ساخته شده است. سوپاپ ها و محرک ها مجهز به سنسورهای دوگانه برای ارائه بازخورد به رگولاتور هستند. همه سیگنال های ورودی نظارت شده دو طرفه هستند، اما برخی از پارامترهای مورد استفاده برای نظارت و نشان دادن یک طرفه هستند.

برای افزایش قابلیت اطمینان سیستم، تمام سیگنال های ورودی برای یک کانال از طریق یک پیوند داده متقابل به کانال دیگر منتقل می شود. این تضمین می‌کند که هر دو کانال حتی اگر سیگنال‌های ورودی حیاتی یک کانال آسیب ببینند، فعال باقی می‌مانند.

هر دو کانال A و B یکسان هستند و دائماً کار می کنند، اما مستقل از یکدیگر. هر دو کانال همیشه سیگنال های ورودی را دریافت می کنند و آنها را پردازش می کنند، اما تنها یک کانال به نام کنترل فعال، سیگنال های کنترلی را تولید می کند. کانال دیگر تکراری است.

هنگامی که ولتاژ به رگولاتور الکترونیکی در حین کار اعمال می شود، کانال های فعال و پشتیبان انتخاب می شوند. سیستم تجهیزات تست تعبیه شده برای حفظ سلامت پیوند و انتقال داده های تعمیر و نگهداری به سیستم های هواپیما، خرابی ها یا ترکیبی از خرابی ها را شناسایی و جدا می کند. انتخاب کانال های فعال و پشتیبان بر اساس سلامت کانال ها انجام می شود، هر کانال وضعیت سلامت خود را تعیین می کند. قابل استفاده ترین مورد به عنوان فعال انتخاب می شود.

هنگامی که هر دو کانال وضعیت سلامت یکسانی دارند، انتخاب کانال فعال و پشتیبان هر بار که موتور روشن می شود، زمانی که سرعت روتور فشار پایین از 10990 دور در دقیقه بیشتر می شود، متناوب می شود. اگر کانالی آسیب ببیند و کانال فعال نتواند عملکردهای کنترل موتور را انجام دهد، سیستم وارد حالت ایمن خرابی می شود که از موتور محافظت می کند.

عملکرد رگولاتور با بازخورد. گاورنر الکترونیکی از کنترل حلقه بسته برای کنترل کامل سیستم های مختلف موتور استفاده می کند. کنترل کننده موقعیت عناصر سیستم را که فرمان نامیده می شود محاسبه می کند. سپس کنترلر عملیاتی را انجام می دهد که فرمان را با موقعیت واقعی عنصر مقایسه می کند که به آن بازخورد گفته می شود و تفاوت را محاسبه می کند که درخواست نامیده می شود.

رگولاتور الکترونیکی از طریق شیر سروو الکتروهیدرولیک دستگاه هیدرومکانیکی، سیگنال هایی را به عناصر (شیرها، درایوهای برق) ارسال می کند و باعث حرکت آنها می شود. هنگامی که یک دریچه یا محرک سیستم حرکت می کند، کنترل کننده الکترونیکی سیگنالی در مورد موقعیت عنصر از طریق بازخورد دریافت می کند. این روند تا زمانی که تغییر در موقعیت عناصر متوقف شود، تکرار خواهد شد.

پارامترهای ورودی همه سنسورها دو سنسور هستند به جز T 49.5 (دمای گاز خروجی)، T 5 (دما در خروجی توربین LP)، Ps 15 (فشار ساکن در خروجی فن)، P 25 (دمای کل در ورودی HPC) و WF (مصرف سوخت). سنسورهای T 5، Ps 15 و P 25 اختیاری هستند و روی هر موتوری نصب نمی شوند.

برای انجام محاسبات، هر کانال کنترل کننده الکترونیکی مقادیر پارامترهای خود و مقادیر پارامترهای کانال دیگر را از طریق پیوند متقابل انتقال داده دریافت می کند. هر دو گروه از مقادیر توسط یک برنامه آزمایشی در هر کانال از نظر قابل قبول بودن بررسی می شوند. مقدار صحیح برای استفاده بر اساس امتیاز اطمینان در هر قرائت انتخاب می شود یا از میانگین هر دو مقدار استفاده می شود.

در صورت خرابی سنسور دوگانه، مقدار محاسبه شده از سایر پارامترهای موجود انتخاب می شود. این برای گزینه های زیر اعمال می شود:

×àٌٍîٍà âًàù هيè ے ًîٍîًà يèçêî مî نàâë هيè ے (N1)؛

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

رٍàٍè÷ هٌêî ه ناآی هيè ه یà âûُî نه êî ىïً هٌٌîًà (ص 3);

زهىï هًàًٍَà يà âُî نه â êî ىïً هٌٌîً âûٌîêî مî نàâë هيè ے (ت 25);

همهيè ه ٍîïëèâ يي مي نيçèًَù همي يàïà يà (FMV);

دیëî وهیè ه َïًâë ےهىی می êëàïà یà ï هًهïٌَêà âîç نَُà (VBV);

دîëî وهيè ه ïîâîًîٍ يî مî يàïًàâë ے ‎ù همی 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). هاًٍî يوئه ً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. × هٍوً ه ٌٍَà يîâî÷ يوُ ليëٍà ٌ 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.

آره. 17. فه هًٍî ييوئه ًهمَë ےٍîً نâè ماٍ هه

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 نوامبر). اَا مَهَّêà ً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 یèè âٌ ه نâè ماٍ هëè CFM 56-7B è ىه ‏ٍ âçë هٍيَ ‏ ٍےمَ, ًàâ يَ 27,300 تومان

• تخصص کمیسیون عالی گواهینامه فدراسیون روسیه 05.13.01
• تعداد صفحات 87

1. ویژگی های عمومیکار کردن

3. نتیجه گیری و نتایج

1. مدل دینامیک خطی GTE. مدل های سنسورها و عملگرها

1.1. سیستم های تقریب خطی

1.2. دقت صفر و مرتبه اول

1.3. LDM بر اساس سیستم های تقریب خطی شناخته شده در دو نقطه تعادل ساخته شده است

1.4. ساخت LDM با استفاده از n سیستم تقریب خطی شناخته شده. نزدیکترین قضیه نقطه تعادل

1.5. مدل های محرک و سنسور

1.6. مدل کانال های اندازه گیری سرعت

1.7. مدل سنسور اندازه گیری دمای گاز (ترموکوپل)

1.8. مدل های سنسور فشار و دما

1.9. مدل های محرک"

1.10. مجموعه تست نرم افزار

2. سیستم کنترل GTE بر اساس LDM

2.1. الزامات اساسی برای سیستم های کنترل اتوماتیک موتور توربین گاز مدرن

2.2. ساختار اسلحه های خودکششی مبتنی بر LDM

2.3. شرح مدار برای حفظ سرعت مورد نیاز روتور توربوشارژر و مشتق آن

2.4. مدارهایی برای محدود کردن سرعت چرخش کاهش یافته و فیزیکی روتور توربوشارژر، مدار پشتیبان

2.5. مدارهای کنترل قدرت و گشتاور

2.6. مدار محدودیت سرعت توربین رایگان

2.7. مدار حد دمای گاز

2.8. مدار برای حفظ مصرف سوخت مورد نیاز

2.9. مدل ساده شده موتور تعبیه شده در اسلحه های خودکششی

2.10. کنترل تحمل گرادیان

2.11. الزامات قسمت الکترونیکی اسلحه های خودکششی

2.12. نتیجه گیری

3. توصیف SAU از نوع سنتی. مقایسه ای

3.1. نکات کلی

3.2. ساختار یک تفنگ خودکششی سنتی

3.3. مدار کنترل سرعت روتور توربوشارژر

3.4. مدار محدودیت برای سرعت مشتق روتور توربوشارژر 71 3.5 دیگر مدارهای محدودیت و کنترل 73 3.6. تحلیل مقایسه ای اسلحه های خودکششی کلاسیک و اسلحه های خودکششی بر اساس LDM

لیست پیشنهادی پایان نامه ها

• مدل‌های مارکوف سلسله مراتبی فازی فرآیندهای توسعه خرابی در سیستم‌های کنترل خودکار، نظارت و تشخیص موتورهای توربین گازی 2011، کاندیدای علوم فنی عبدالناگیموف، انصاف ایرکوویچ

• فناوری مطالعات نیمه طبیعی پیچیده سیستم های کنترل خودکار برای پروفن های کواکسیال موتورهای توربوپراپن 2018، کاندیدای علوم فنی ایوانف، آرتم ویکتورویچ

• اطلاعات و سیستم های اندازه گیری برای تست رومیزی محصولات خودرو 1999، دکترای علوم فنی واسیلچوک، الکساندر واسیلیویچ

• ایجاد نسل جدیدی از سیستم های کنترل و آزمایش خودکار برای اطمینان از ایمنی فرود حمل و نقل هوایی 2013، دکتر علوم فنی شلودکو، ویکتور نیکولاویچ

• توسعه و تحقیق عملگرها با موتورهای DC بدون تماس و سنسورهای دیجیتال پارامترهای چرخش برای سیستم‌های کنترل خودکار 1983، کاندیدای علوم فنی کورچانوف، ولادیمیر نیکولایویچ

معرفی پایان نامه (بخشی از چکیده) با موضوع "تجزیه و تحلیل سیستم های کنترل اتوماتیک برای موتورهای توربین گاز"

مرتبط بودن مشکل موتورهای توربین گاز در حال حاضر به طور گسترده در هوانوردی نظامی و غیرنظامی و همچنین درایوهای ایستگاه های پمپ بنزین و نیروگاه های کوچک مورد استفاده در بخش انرژی و حمل و نقل دریایی استفاده می شوند.

ایجاد موتورهای نسل IV و V مستلزم پیشرفت مناسب در زمینه مدیریت آنها است. از اواسط دهه 70، انتقال به نیروگاه های کنترلی با استفاده از تنظیم کننده های الکترونیکی دیجیتال مهم شده است. این امر هم با افزایش پیچیدگی وظایف کنترلی که نیاز به استفاده از الگوریتم‌های کنترل پیشرفته‌تر و پیچیده‌تر داشت و هم با توسعه تسهیل شد. فن آوری های الکترونیکی، در نتیجه اطمینان از عملکرد تنظیم کننده های الکترونیکی در شرایط معمول برای کارکرد موتور امکان پذیر شد.

موسسه مرکزیپیشنهادات ساختمان موتور هوانوردی (SSC RF CIAM به نام N.I. Baranov) در مورد ساختار و روش‌های خاص نرم‌افزار و ساخت الگوریتمی یک سیستم کنترل خودکار تطبیقی ​​هوشمند (ACS) تدوین شد که علاوه بر سیستم‌های سنتی، باید کنترل زیر را انجام دهد. کارکرد:

تشخیص وضعیت موتور (تخریب اجزای مشخصه، وقوع خرابی، عملکرد در حالت های ثابت یا گذرا و غیره)؛

تشکیل یک هدف کنترل مطابق با نتایج تشخیص وضعیت موتور.

انتخاب روشی برای کنترل موتور که دستیابی به یک هدف معین را تضمین می کند (انتخاب مجموعه ای از برنامه های کنترلی که برای شرایط کار موتور معین بهینه هستند).

شکل‌گیری و انتخاب پارامترهای الگوریتم‌های کنترل، که به شما امکان می‌دهد از کیفیت مشخص کنترل هنگام استفاده از برنامه‌های انتخاب شده اطمینان حاصل کنید.

یک مسئله مهم ریاضی که بدون حل آن ایجاد یک واحد دیجیتالی مطمئن و کارآمد برای کنترل و نظارت خودکار در شرایط مدرنتوسعه مدل‌های ریاضی موتور، حسگرها و محرک‌ها و انطباق آنها با شرایط کاربردی خاص تقریباً غیرممکن است. به طور کلی پذیرفته شده است که کل چرخه توسعه سیستم های کنترل خودکار را می توان با استفاده از مجموعه ای از چندین نوع مدل با سطوح مختلف پیچیدگی به دست آورد. مجموعه به طور کلی باید تعدادی از الزامات را برآورده کند که مهمترین آنها عبارتند از:

توانایی شبیه‌سازی حالت‌های عملیاتی حالت پایدار و گذرا تحت شرایط متغیر پرواز در طیف کامل تغییرات در حالت‌های عملکرد نیروگاه.

به دست آوردن دقت مدل سازی در حالت های حالت پایدار و گذرا برای حل مشکلات کنترل کافی است.

زمان قابل قبول محاسبه کامپیوتری؛

امکان انجام محاسبات در زمان طبیعی (واقعی) و تسریع شده برای مدل های در نظر گرفته شده برای استفاده در پایه های نیمه واقعی.

با این حال، امروزه در شرایط رقابت شدید، عقب ماندگی قابل توجهی از پیشرو وجود دارد تولید کنندگان خارجیو اختلال در روابط اقتصادی ایجاد شده، عامل زمان تأثیر فزاینده ای بر روند توسعه اسلحه های خودکششی دارد. متأسفانه، نمی توان همه شرایط فوق را برآورده کرد زمان کوتاهبه ویژه زمانی که کمبود شدید متخصصان با تجربه وجود دارد. از سوی دیگر، وظیفه تشخیص خرابی ها و تشخیص بدتر شدن عملکرد اجزا و مجموعه ها شامل استفاده از یک مدل موتور است. سنسورها و محرک های تعبیه شده در واحد کنترل و نظارت خودکار. این مدل تابع سخت‌ترین الزامات عملکرد است و کیفیت تشخیص و احتمال تشخیص خرابی مستقیماً به دقت آن بستگی دارد.

استفاده از مدل هایی که ساختار و محتوا متفاوت هستند در مراحل مختلف طراحی نیاز به زمان اضافی زیادی دارد. این کار امکان استفاده از مدل‌های دینامیکی خطی نسبتاً ساده (LDM) را برای حل مجموعه‌ای از مشکلاتی که در طول توسعه یک ACS مؤثر ایجاد می‌شوند را بررسی می‌کند.

کاهش قابل توجهی در زمان توسعه را می توان با بهینه سازی الگوریتم های تأیید به دست آورد نرم افزار، در اسلحه های خودکشش تعبیه شده است. نقش اصلی در این مورد را مدل سیستم مورد مطالعه بازی می کند. مشکل اصلی در اینجا ایجاد یک بسته نرم افزار تست ویژه است که مدلی از موتور، سنسورها، محرک ها، کانال های اندازه گیری و کنترل سیستم کنترل خودکار را به جای یک پایه نیمه طبیعی گران قیمت ترکیب می کند. میز تست نیمه طبیعی سیستمی است که عملکرد موتور، سنسورها و محرک های نصب شده روی آن را شبیه سازی می کند. یکی از ویژگی های مهم یک پایه نیمه طبیعی این است که از آن برای آزمایش اسلحه های خودکششی الکترونیکی به طور کلی استفاده می شود و نه فقط قطعات نرم افزاری یا سخت افزاری. مجموعه تست نرم افزار به طور موثر تنها مشکل تست نرم افزار یک سیستم کنترل اتوماتیک دیجیتال و الگوریتم های تعبیه شده در آن را حل می کند. در این مورد، ویژگی های اجرای سخت افزار نه به طور مستقیم، مانند غرفه های نیمه طبیعی، بلکه به طور غیر مستقیم - از طریق مدل های کانال های اندازه گیری و کنترل در نظر گرفته می شود. در این حالت می توان بررسی لازم از سخت افزار ACS را به کنسول آزمایشی اختصاص داد که به کمک آن سیگنال های ورودی شبیه سازی شده و اقدامات کنترلی کنترل می شود.

یک پایه نیمه طبیعی یک ابزار تأیید مؤثرتر از یک کنسول آزمایشی یا یک مجموعه تست نرم افزاری است، با این حال، شدت کار ایجاد آن با ایجاد خود ACS قابل مقایسه است و در برخی موارد حتی از آن فراتر می رود. در شرایطی که ضرب‌الاجل‌ها به‌گونه‌ای تعیین می‌شوند که اسلحه‌های خودکششی باید «دیروز» ایجاد شوند، بحث ایجاد یک جایگاه نیمه طبیعی حتی مطرح نمی‌شود.

توسعه روش‌های جدید و انطباق با روش‌های ریاضی موجود در فرآیند ایجاد سیستم‌های کنترل خودکار موتورهای توربین گازی در کوتاه‌ترین زمان ممکن و با حداقل هزینه هامنابع مادی و مهندسی یک کار فوری است. این پیچیده است و به حل مسائل مختلف ریاضی و مهندسی در مراحل مختلف خلاصه می شود. بدون دخالت کامپیوتر و استفاده مدبرانه از مدل های ریاضی، حل مشکل ممکن نیست. انواع اصلی مدل های مورد استفاده در مطالعه عملکرد یک موتور توربین گاز، اجزای هیدرومکانیکی و الکترونیکی سیستم کنترل، حسگرها و محرک های آن است.

مدل های عنصر به عنصر در چنین مدل هایی، ویژگی های طراحی سیستم به طور مستقیم به عنوان پارامتر در نظر گرفته می شود. توسعه مدل های عنصر به عنصر نیاز به زمان قابل توجهی دارد، اما در این مورد می توان عوامل مختلفی را به درستی شناسایی کرد، مانند اصطکاک در عناصر ساختاری، نیروهای وارد بر محرک ها، تغییر شکل بخش های جریان سوراخ ها در هیدرومکانیکی. دستگاه ها، فرسودگی قطعات، تاخیر در صدور تصمیم و غیره.

مدل های غیر خطی تقریبی آنها کار را در طیف وسیعی از حالت ها بازتولید می کنند و به روشی ساده، خصوصیات دینامیکی و ویژگی های استاتیک شی را توصیف می کنند. این مدل‌ها برای تحقیقات «در مقیاس بزرگ» طراحی شده‌اند و امکان انجام محاسبات را در زمان طبیعی (واقعی) فراهم می‌کنند. (لازم به ذکر است که توانایی انجام محاسبات در زمان واقعی نیز با توجه به قدرت کامپیوتر، زبان برنامه نویسی انتخابی، سیستم عامل، کیفیت برنامه نویسی و سطح بهینه سازی محاسبات تعیین می شود).

مدل های خطی شده آنها رفتار سیستم را در مجاورت مجموعه محدودی از نقاط مشخصه های ایستا بازتولید می کنند. اجازه استفاده از عناصر غیرخطی معادل استاندارد را می دهد. چنین مدل هایی معمولاً برای مطالعه "کوچک"، به عنوان مثال، ثبات مقررات استفاده می شود. می توان مدل تقریبی غیرخطی را با مدل خطی جایگزین کرد. یکی از گزینه های چنین جایگزینی در شرح داده شده است. مزایا و معایب این روش در فصل اول کار به تفصیل مورد بحث قرار گرفته است.

هنگام حل مشکلات مربوط به ایجاد یک سیستم کنترل موتور توربین گاز، مدل های عنصر به عنصر اغلب برای توصیف اجزای هیدرومکانیکی و مجموعه های سیستم های کنترل خودکار استفاده می شود. مدل‌های غیرخطی تقریبی برای توصیف عملکرد موتورهای توربین گاز در کل طیف حالت‌های عملیاتی استفاده می‌شوند. مدل های خطی شده موتورهای توربین گازی برای استفاده در هنگام مطالعه پایداری سیستم های کنترل مناسب در نظر گرفته می شوند.

در سال‌های اخیر، موضوع مدرن‌سازی تجهیزات هوانوردی از جمله از طریق مدرن‌سازی موتورها و اسلحه‌های خودکشش آن‌ها موضوعی است. وظیفه به دست آوردن حداکثر اثر با حداقل هزینه مواد است. به ویژه، با حفظ همان عملکردها، هزینه اسلحه های خودکششی را می توان با استفاده از پایه عناصر مدرن و ارزان تر و کاهش تعداد واحدهای الکترونیکی درگیر در اسلحه های خودکششی کاهش داد. در کنار آن، بهبود کیفیت عملکرد ACS با اصلاح و پیچیده کردن الگوریتم‌های کنترل، بهبود سیستم عیب‌یابی و معرفی حسابداری برای ساعات کار و وضعیت فنی موتور امکان‌پذیر می‌شود.

هنگامی که تعدادی از عوامل مهم مؤثر بر توسعه اسلحه های خودکششی موتور هواپیما همزمان شد، یک موقعیت منحصر به فرد ایجاد شد، یعنی:

توسعه انقلابی دستگاه‌های محاسباتی الکترونیکی که امکان حل مشکلات کنترل و تشخیص موتورهای توربین گاز را در سطح جدیدی با استفاده از وسایل غیرقابل دسترس قبلی فراهم می‌کند.

نیاز مبرمی به مدرن سازی اسلحه های خودکششی موجود به منظور کاهش هزینه آنها و افزایش قابلیت اطمینان عملیاتی وجود دارد.

تأخیر در اجرای گسترده سیستم‌های کنترل خودکار دیجیتال مدرن مرتبط با بحران سال‌های اخیر و در ارتباط با این، شکاف فزاینده بین نتایج تحقیقات نظری و دستگاه‌های ریاضی دستگاه‌های مورد استفاده واقعی.

در نتیجه، کار توسعه یک ساختار اصلی جدید از سیستم های کنترل خودکار که به طور موثر مشکلات کنترل موتورهای توربین گاز را با در نظر گرفتن قابلیت های جدید سیستم های الکترونیکی دیجیتال حل می کند، ضروری شده است. در همان زمان، اصلاح تعدادی از الگوریتم‌هایی که قبلاً با موفقیت استفاده شده بودند به منظور بهبود کیفیت و قابلیت اطمینان کار آنها ممکن شد.

هدف از کار پایان نامه توسعه یک سیستم کنترل موتور دیجیتال موثر بر اساس اصول کنترل مدرن است. برای رسیدن به این هدف، وظایف زیر تعیین و حل شد:

1. ساختار اصلی سیستم کنترل خودکار ایجاد شده است که حل مؤثر مشکلات کنترل موتورهای توربین گاز را ممکن می سازد.

2. مدل دینامیکی خطی موتور توربین گاز به منظور افزایش دقت محاسبه بهبود یافته است.

3. الگوریتم های اصلی برای پردازش سیگنال ها از سنسورهای دمای گاز و سرعت چرخش به منظور کاهش تأثیر تداخل در کانال های اندازه گیری توسعه یافته اند.

4. ایجاد شد بسته نرم افزاریکه امکان تست الگوریتم ها را به عنوان بخشی از نرم افزار نصب شده در ACS به همراه مدلی از موتور، حسگرها و محرک ها فراهم می کند.

این مقاله نتایج حاصل از ساخت یک سیستم کنترل خودکار، مدل‌سازی و تجزیه و تحلیل سیستم را بر اساس تجربه به‌دست‌آمده در طول توسعه سیستم کنترل خودکار BARK-65 (واحد کنترل و کنترل خودکار) موتور TV7-117S مورد استفاده در IL- توصیف می‌کند. 114 هواپیما. BARK-65 مرحله تست های نیمکتی را با موفقیت پشت سر گذاشت و طی آن توانایی خود را نشان داد مدیریت موثرموتور

نیروگاه هواپیما متشکل از دو موتور قابل تعویض TV7-117S است که در ناسل های موتور روی بال هواپیما قرار دارند. هر موتور یک ملخ شش پره برگشت پذیر SV-34 را به حرکت در می آورد.

سیستم کنترل موتور TV7-117S از یک واحد کنترل دیجیتال BARK-65 و ذخیره هیدرومکانیکی آن تشکیل شده است. BARK-65 یک سیستم کنترل موتور دیجیتال تک کاناله مدرن است. برای اطمینان از ذخیره هیدرومکانیکی در مدارهای کنترل مصرف سوخت و پره های راهنمای توربوشارژر، از محرک های هیدرومکانیکی استفاده می شود. برای افزایش قابلیت اطمینان سیستم، تمامی سنسورها، مدارهای اندازه گیری، مدارهای کنترل الکتریکی که برنامه ها و محدودیت های اصلی کنترل را تشکیل و اجرا می کنند، چند کاناله هستند.

اولین تجربه لازم در ایجاد اسلحه های خودکششی برای موتورهای هواپیما در طول توسعه اسلحه خودکششی BARK-78 به دست آمد که پارامترهای عملیاتی آخرین اصلاح موتورهای TVZ-117 را که با نام تجاری VK شناخته می شود محدود می کند. -2500. BARK-78 عملکرد واحدهای الکترونیکی قبلاً مورد استفاده ERE (کنترل کننده موتور الکترونیکی) و RT (کنترل کننده دما) را انجام می دهد ، این اساساً یک دستگاه نسبتاً ساده است ، توضیحات آن در این کار ارائه نشده است ، با این حال ، تعدادی نرم افزار و سخت افزار راه حل های مورد استفاده در BARK-78 همچنین در ساخت اسلحه های خودکششی BARK-65 استفاده شد. اینها شامل سیستم کنترل تحمل گرادیان سیگنال های آنالوگ ورودی و یک جبران کننده اینرسی ترموکوپل است که در فصل دوم توضیح داده شده است.

فصل اول الگوریتم ساخت یک مدل دینامیکی خطی موتور توربین گاز را تشریح می کند. این بر اساس روش ارائه شده در است، تفاوت در روش یافتن نزدیکترین نقطه تعادل نهفته است. در ادامه توضیحاتی در مورد مدل های کانال های اندازه گیری و کانال های اجرایی گنجانده شده به همراه مدل موتور در مجموعه تست نرم افزار ارائه شده است.

در فصل دوم، بر اساس مطالب ارائه شده در فصل قبل، یک سیستم کنترل موتور توربین گاز ساخته شده است. روش های ساخت کنترل کننده های بهینه شرح داده شده است. وابستگی کیفیت و پیچیدگی برنامه الگوریتم‌های کنترلی به سطحی که در آن انتخاب برنامه‌های کنترل و محدودیت‌های مختلف در نظر گرفته می‌شود. الزامات برای روش های آزمایش برای ACS حاصل در یک مدل و در محل فرموله شده است. مشکل کامل بودن تست های در حال انجام در نظر گرفته شده است. گزینه هایی برای اجرای یک مدل موتور ساده شده بر اساس ساختار ACS به دست آمده ارائه شده و الزامات نهایی برای آن و دقت آن فرموله شده است. یک الگوریتم جامع برای شناسایی خرابی ها و خرابی ها ساخته شده است. الزامات بخش الکترونیکی ACS در حال نهایی شدن است. شرایطی که به دلایلی برآورده شدن الزامات اسلحه های خودکششی غیرممکن است مورد مطالعه قرار گرفته است. مقایسه ای از مواد به دست آمده در طول مدل سازی و آزمایش BARK-65 بر روی موتور انجام شده است.

فصل سوم اسلحه های خودکششی ساخته شده بر اساس اصول کلاسیک را ترکیب و تجزیه و تحلیل می کند. در طول توسعه آن، از مواد (ساختار سیستم کنترل خودکار، لینک های کنترل استاندارد)، (سنت جبران کننده اینرسی ترموکوپل، سنتز محدود کننده دما) و همچنین، , و غیره استفاده شد. در زیر مقایسه ای از عملکرد ارائه شده است. کارایی سیستم کنترل خودکار کلاسیک و سیستم کنترل خودکار ساخته شده در فصل سوم. نتایج استفاده از سیستم‌های کنترل خودکار مختلف با استفاده از مجموعه تست نرم‌افزاری شرح داده شده در فصل اول، که شامل یک موتور LDM، مدل‌های عنصر به عنصر محرک‌ها و مدل‌های مدارهای اندازه‌گیری است، مورد تجزیه و تحلیل قرار گرفت. اسلحه های خودکششی "کلاسیک" در عین برنده شدن از نظر سهولت اجرا، از نظر دقت در حفظ و محدود کردن پارامترهای مشخص شده بازنده می شوند.

3. نتیجه گیری و نتایج

روش ها و نتایج زیر در طول فرآیند توسعه مورد استفاده قرار گرفت. برای مثال:

مدل موتور بر اساس مدل دینامیکی خطی.

مدل های عنصر به عنصر محرک های هیدرومکانیکی سیستم های کنترل اتوماتیک.

الزامات الکترونیکی فرموله شده است.

یک مدل موتور ساده ایجاد شده است که بر اساس آن، در صورت خرابی سنسورهای خاص، می توان پارامترهای موتور مربوطه را محاسبه کرد (متغیرهایی که وضعیت موتور را تعیین می کنند).

بر اساس مدل سیستم، اشکال زدایی و تایید جامع برنامه تعبیه شده در BARK-65 انجام شد.

یک سیستم تشخیصی اصلی ایجاد شده است که تجزیه و تحلیل نتایج کنترل تحمل گرادیان، اطلاعات دریافت شده از طریق کانال های اندازه گیری مختلف و اطلاعات ارائه شده توسط یک مدل موتور ساده شده را ترکیب می کند.

نتیجه اصلی کار ایجاد یک سیستم کنترل خودکششی موثر برای موتور توربین گازی است که الزامات مدرن. دارای ساختار اصلی است که حلقه های کنترل اصلی و محدودیت ها را ترکیب می کند. نتایج کار ماهیت جهانی دارد و می تواند به طور موثر در توسعه سیستم های کنترل خودکار برای سایر موتورهای توربین گازی دو شفت استفاده شود. اسلحه های خودکششی با ساختار مشابه برای موتورهای TV7-117V (اصلاح هلیکوپتر TV7-117S) و VK-1500 (در نظر گرفته شده برای استفاده در هواپیمای AN-3) در حال حاضر در مرحله آزمایش نیمکت هستند. گزینه نصب موتورهای اصلاح شده سری TV7-117 بر روی قایق های تندرو با حجم حدود 20 تن و قابلیت دستیابی به سرعت تا 120 کیلومتر در ساعت در حال بررسی است.

پایان نامه های مشابه در تخصص "تحلیل سیستم، مدیریت و پردازش اطلاعات (بر اساس صنعت)" کد HAC 05.13.01

• اطمینان از سازگاری توان الکتریکی تجهیزات الکتریکی حمل و نقل با منبع تغذیه با ولتاژ بالا 2004، دکترای علوم فنی رزنیکوف، استانیسلاو بوریسوویچ

• توسعه و تحقیق درایو الکتریکی مبتنی بر موتور القایی با تحریک مستقل 2002، کاندیدای علوم فنی پستنیکوف، سرگئی گنادیویچ

• شناسایی مدلهای دینامیکی موتورهای توربین گازی اتوماتیک و عناصر آنها با استفاده از روشهای آماری 2002، دکترای علوم فنی آرکوف، والنتین یولیویچ

• ساختارها و الگوریتم های یک درایو الکتریکی کنترل شده با سروو با دقت دینامیکی معین 2011، کاندیدای علوم فنی پانکراتس، یوری ویتالیویچ

• توسعه روش ها و ابزارهای افزایش راندمان موتورهای دیزلی در حالت های دینامیکی 2010، دکترای علوم فنی کوزنتسوف، الکساندر گاوریلوویچ

نتیجه گیری پایان نامه با موضوع "تحلیل سیستم، مدیریت و پردازش اطلاعات (توسط صنعت)"، سوماچف، سرگئی الکساندرویچ

نتیجه گیری در مورد کار به طور کلی

این کار روشی را برای ساخت یک سیستم کنترل خودکار جهانی برای موتورهای توربین گازی دو شفت نشان می دهد. هنگام حل مشکل اصلی - سنتز سیستم های کنترل خودکار مبتنی بر LDM، تعدادی از مشکلات کمکی حل شد، یعنی:

دقت تعیین نزدیکترین نقطه تعادل LDM افزایش یافته است.

یک جبران کننده اینرسی ترموکوپل اصلی توسعه یافته است.

تجزیه و تحلیل انجام شده است به طرق مختلفاندازه گیری فرکانس چرخش روتور؛

یک سیستم تست نرم افزار برای آزمایش عملکرد نرم افزار و الگوریتم های تعبیه شده در سیستم کنترل خودکار دیجیتال ایجاد شده است.

یک ACS بر اساس رویکردهای سنتی توسعه یافته است و یک تجزیه و تحلیل مقایسه ای از دو ACS مختلف انجام شده است: یک ACS مبتنی بر یک LDM و یک ACS سنتی.

نتایج ارائه شده در کار در طی آزمایشات نیمکتی اسلحه های خودکششی BARK-65 و موتور TV7-117S مورد آزمایش قرار گرفت. آزمایش‌ها کارایی بالای اسلحه‌های خودکششی را در حفظ و محدود کردن پارامترهای مشخص شده تأیید کرد. مجموعه ای از اقدامات با هدف افزایش قابلیت اطمینان سیستم کنترل خودکار امکان تشخیص خرابی کانال های اندازه گیری و کنترل را با استفاده از مجموعه محدودی از پارامترها امکان پذیر کرد مقادیر محاسبه شده با استفاده از مدل ضمیمه برخی از اسیلوگرام های جالب ضبط شده در طول تست های پایه، و همچنین اقدامی در مورد اجرای الگوریتم های شرح داده شده در کار ارائه می دهد.

یک رویکرد یکپارچه برای حل مشکل، زمانی که تجدید نظر در رویکردها و روش های کلاسیک انجام شد، امکان ایجاد یک سیستم کنترل خودکار در سطح مدرن بالا را فراهم کرد.

ساختار سیستم کنترل خودکششی، بر اساس LDM، امکان نوسازی آن را به منظور بهبود کیفیت کنترل، افزایش حاشیه پایداری و قابلیت اطمینان عملیات فراهم می کند.

نتایج ارائه شده در کار جهانی است. ساختار توصیف شده ACS برای ایجاد واحدهای کنترل دیجیتال برای سایر تغییرات موتور TV7-P7S و موتور VK-1500 استفاده شد.

انتشارات اصلی در موضوع پایان نامه

1. سوماچف اس.ا. ساخت مدل جبران کننده اینرسی ترموکوپل دینامیکی.//فرایندهای کنترل و پایداری: مجموعه مقالات کنفرانس علمی XXX دانشکده PM-PU. - سنت پترزبورگ: موسسه تحقیقاتی شیمی OOP دانشگاه دولتی سنت پترزبورگ، 1999. - ص 193-196.

2. Sumachev S.A., Kormacheva I.V. جبران کننده دینامیکی اینرسی ترموکوپل: کاربرد برای محدود کردن دمای موتورهای توربین گاز // فرآیندهای کنترل و پایداری: مجموعه مقالات کنفرانس علمی XXXI دانشکده PM-PU. - سنت پترزبورگ: موسسه تحقیقاتی شیمی OOP دانشگاه دولتی سنت پترزبورگ، 2000. - ص 257-260.

3. Sumachev S. A. مدل ریاضی یک موتور توربین گازی دو شفت و سیستم کنترل خودکششی آن. //فرایندهای مدیریت و پایداری: مجموعه مقالات XXXII کنفرانس علمی دانشکده PM-PU. - سنت پترزبورگ: موسسه تحقیقاتی شیمی OOP دانشگاه دولتی سنت پترزبورگ، 2001. - ص 93-103.

4. Sarkisov A.A., Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Kochkin A.A., Sumachev S.A. تجربه در توسعه یک سیستم کنترل و نظارت یکپارچه برای موتور RD-33 و تغییرات آن. // خلاصه. گزارش کنفرانس علمی بین المللی "موتورهای قرن بیست و یکم" 1 قسمت مسکو، 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. جدید در حل مشکل محدود کردن دمای گاز در مقابل توربین قدرت موتور توربین گاز. // خلاصه. گزارش کنفرانس علمی بین المللی "موتورهای قرن بیستم" 1 قسمت مسکو، 2000 - ص 362.

فهرست منابع تحقیق پایان نامه کاندیدای علوم فنی سوماچف، سرگئی الکساندرویچ، 2002

1. Antonchik B.C. روشهای تثبیت حرکات برنامه SPb.: انتشارات. دانشگاه ایالتی سن پترزبورگ، 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. و سایر سیستم های کنترل خودکار یکپارچه برای نیروگاه های هواپیما. م.: مهندسی مکانیک، 1983.

3. Berezlev V.F. و سیستم های دیگر برای کنترل خودکار سرعت روتور موتورهای توربین گازی. کیف: KNIGA، 1985.

4. Bodner V.A. سیستم های کنترل خودکار موتور هواپیما. -م.: مهندسی مکانیک، 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Ivanov V.M. سنتز سیستم های کنترل حرکت اجسام غیر ثابت. -م.: مهندسی مکانیک، 1367.

6. Gantmakher F.R. نظریه ماتریس. M. Nauka، 1966.

7. گاردنر ام.اف.، برنز جی.ال. فرآیندهای گذرا در سیستم های خطی با ثابت های توده ای. انتشارات دولتی ادبیات فیزیکی و ریاضی. M.: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. سیستم های کنترل اتوماتیک برای موتورهای توربین گازی هوانوردی. Kuibyshev: KuAI، 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.B. مدل های ریاضی موتورهای توربین گازی به عنوان اشیاء کنترلی M.: انتشارات MAI، 1999.

10. Yu.Gurevich O.e.، Bliznyukov L.G.، Trofimov A.S. سیستم های کنترل اتوماتیک نیروگاه های هواپیما. // تبدیل در مهندسی مکانیک. M. "Informconversion"، 2000. -№5(42).-P.50.

11. GDemidovich B.P. سخنرانی در مورد نظریه ریاضی ثبات. M.: Nauka، 1967.

12. Dobryansky G.V., Martyanova T.S. دینامیک موتورهای توربین گازی هوانوردی م.: مهندسی مکانیک، 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. روش های جبر خطی در مسائل کنترلی. SPb.: انتشارات. دانشگاه ایالتی سن پترزبورگ، 1993.

14. ایوانف V.A. و سایرین مبانی ریاضی تئوری کنترل خودکار. کتاب درسی کتابچه راهنمای دانشگاه ها اد. B.K. چمدان. -م.، دانشکده تحصیلات تکمیلی, 1971.

15. Kabanov CA. مدیریت سیستم ها با استفاده از مدل های پیش بینی -SPb: انتشارات دانشگاه دولتی سن پترزبورگ، 1997.

16. Kvartsev A.P. اتوماسیون توسعه و تست نرم افزار. سامارا: دانشگاه هوافضای دولتی سامارا، 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. تکنیک های خواندن مدارهای کنترل خودکار و کنترل فرآیند. م.، "انرژی"، 1977.

18. ماکسیموف N.V. تنظیم کننده دمای گاز برای موتورهای هواپیماهای توربین گازی. ریگا: RKIIGA، 1982.

19. مدل سازی ریاضی سیستم های گسسته. / ویرایش توسط کاندیدای علوم فیزیک و ریاضی م.ک. چیرکوا. سن پترزبورگ، انتشارات دانشگاه دولتی سن پترزبورگ، 1995.

20. روش های بهینه سازی تست و مدل سازی سیستم های کنترل موتور توربین گاز / تحت ویرایش عمومی V.T. ددشا. م.: مهندسی مکانیک، 1990.

21. مدلسازی و انتخاب پارامترهای تنظیم کننده اتوماتیک موتور هواپیما: کتاب درسی / P.A. سونارچین و همکاران -UFA: ایالت اوفا. هواپیمایی فن آوری دانشگاه، 1994.

22. MYSHKIS A. D. معادلات دیفرانسیل خطی با آرگومان عقب افتاده. م.: 1972.

23. Nelepin R.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. سنتز الگوریتمی سیستم های کنترل غیرخطی L.: انتشارات دانشگاه دولتی لنینگراد، 1990.

24. نچایف یو.ن. قوانین کنترل و ویژگی های نیروگاه های هواپیما. -م.: مهندسی مکانیک، 1374.

25. Panteleev A.B., Yakimova A.S. تئوری توابع یک متغیر مختلط و حساب عملیاتی در مثالها و مسائل / آموزش. م.: دبیرستان، 2001.

26. پراسول OB A.B. روش های تحلیلی و عددی برای مطالعه فرآیندهای دینامیکی. SPb.: انتشارات. دانشگاه ایالتی سن پترزبورگ، 1995.

27. Sinyakov A.N. سیستم های کنترل خودکار هواپیماها و نیروگاه های آنها. -م.: مهندسی مکانیک، 1370.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. کنترل خودکار موتور هواپیما. -م.: مهندسی مکانیک، 1370.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. و سایر روش‌ها، ابزار و تجهیزات مورد استفاده در تست‌های رومیزی موتورهای هواپیما. M.: NIC CIAM: MSATU، 1996.

30. Solovyov E.V.، Gladkova V.N.، Akopova T.P. بررسی خواص دینامیکی سیستم های کنترل پیشرانه اتوماتیک. M.: انتشارات MAI، 1990.

31. Solntsev V.N. پشتیبانی ریاضی برای سیستم های کنترل خودکار بهینه تطبیقی ​​یکپارچه برای مجموعه هواپیماهای قابل مانور "هواپیمای نیروگاه". - م.: رادیو و ارتباطات، 1378.

32. نظریه کنترل خودکار نیروگاه های هواپیما. ویرایش شده توسط A. A. Shevyakov. م.: مهندسی مکانیک، 1976.

33. نظریه و کاربردهای سیستم های گسسته. / ویرایش توسط کاندیدای علوم فیزیک و ریاضی م.ک. چیرکوا، کاندیدای علوم فنی S.P. Maslova. سن پترزبورگ، انتشارات دانشگاه دولتی سن پترزبورگ، 1995.

34. طراحی و بهره برداری از نیروگاه های هواپیماهای IL-96-300، Tu-204، IL-114 / ویرایش توسط دکتر علوم فنی B.A. سولوویوا -م.: حمل و نقل، 1993.

35. Yugov O.K. کنترل بهینهنیروگاه هواپیما -م. مهندسی مکانیک، 1978.

36.ن.ح. جو، جی. ان. سئو. رویکرد خطی‌سازی خروجی ورودی طراحی ناظر حالت برای سیستم غیرخطی // تراکنش‌های IEEE در کنترل خودکار. جلد 45. N. 12. 2000. P.2388-2393.

37. حسن ک خلیل. کنترل کننده های انتگرال جهانی برای سیستم غیرخطی فاز حداقل // تراکنش های IEEE در کنترل خودکار. جلد 45. N. 3. 2000. P.490-494.

38. جی کولیکوف، وی آرکوف، تی بریکین. مدل‌سازی بی‌درنگ توربین‌های گاز با هموارسازی بهینه // پیش‌چاپ 11* IF AC Workshop Control Applications of Optimization. جلد 1. سن پترزبورگ، 2000، صص. 212-217.

39. توماس جی رودلینگ. سیستم های یکپارچه کنترل پرواز // IEEE Aerospace and Electronic Systems. جلد 16. N. 5. 2001. P. 17-22.

لطفاً توجه داشته باشید که متون علمی ارائه شده در بالا فقط برای مقاصد اطلاعاتی ارسال شده اند و از طریق تشخیص متن پایان نامه اصلی (OCR) به دست آمده اند. بنابراین، ممکن است حاوی خطاهای مرتبط با الگوریتم‌های تشخیص ناقص باشند. در فایل های پی دی اف پایان نامه ها و چکیده هایی که تحویل می دهیم چنین خطایی وجود ندارد.

این اختراع مربوط به زمینه ساخت موتور هواپیما است و می تواند برای آزمایش سیستم های الکترونیکی (ACS) برای کنترل خودکار موتورهای توربین گاز (GTE) با واحد کنترل یکپارچه (BVK) استفاده شود. ماهیت اختراع این است که BVK آزمایش می شود، خرابی عناصر ACS مطابق قانون توزیع نمایی و خرابی های نرم افزار مطابق با قانون توزیع عادی شبیه سازی می شود، سپس تعداد خرابی های بومی سازی شده توسط BVK تعیین می شود و ضریب کامل بودن. بر اساس آخرین و تعداد کل بررسی های خرابی به عنوان نسبت خرابی های موضعی به تعداد کل خرابی ها تعیین می شود و ویژگی های قابلیت اطمینان ACS به عنوان یک کل با در نظر گرفتن این ضریب محاسبه می شود. نتیجه فنی اختراع افزایش کارایی و قابلیت اطمینان تست های سیستم های کنترل خودکار الکترونیکی دو کاناله موتورهای توربین گاز با BVK است. 1 بیمار

نقشه های ثبت اختراع RF 2351909

این اختراع مربوط به زمینه ساخت موتور هواپیما است و می تواند برای آزمایش سیستم های الکترونیکی (ACS) برای کنترل خودکار موتورهای توربین گاز (GTE) با واحد کنترل یکپارچه (BVK) استفاده شود.

یک روش شناخته شده برای آزمایش یک تفنگ خودکششی هیدرومکانیکی به منظور تعیین زمان بین خرابی سیستم وجود دارد. این روش شامل نصب نمونه اصلی اسلحه خودکششی بر روی یک آنالوگ نیمکتی از موتور توربین گاز، اتصال شبیه سازهای حسگرها و محرک های موتور توربین گاز به تفنگ خودکششی، روشن کردن درایو الکتریکی خود است. -پمپ تفنگ خودکششی و آزمایش تفنگ خودکششی برای مدت زمانی برابر با عمر مفید اسلحه خودکششی، ثبت خرابی هایی که در طول فرآیند آزمایش رخ می دهد.

عیب این روش شناخته شده غیراقتصادی بودن آن است: هزینه های پرداخت برای برق، مواد مصرفی (نفت سفید، آب، هوا) زیاد است. دستمزدپرسنل خدمات، راندمان پایین.

ماهیت فنی نزدیک به این اختراع روشی برای آزمایش سیستم کنترل الکترونیکی خودکششی موتور توربین گاز است که شامل تعیین تجربی میزان خرابی عناصر سیستم کنترل و محاسبه ویژگی های قابلیت اطمینان سیستم کنترل است. تعداد خرابی های سیستم کنترل را در نظر بگیرید.

نقطه ضعف این روش، راندمان پایین آن در تعیین شاخص های قابلیت اطمینان سیستم های کنترل خودکار الکترونیکی اضافی (به عنوان مثال، دو کاناله) با BVK توسعه یافته است، که پیکربندی مجدد سیستم کنترل خودکار را در صورت بروز خرابی در آن با تخریب تدریجی تضمین می کند. کیفیت کنترل موتور توربین گاز.

هدف از اختراع افزایش کارایی و قابلیت اطمینان آزمایشات است.

این هدف با این واقعیت حاصل می شود که در روش آزمایش یک سیستم کنترل خودکار الکترونیکی دو کاناله (ACS) یک موتور توربین گازی (GTE) با یک واحد کنترل یکپارچه (ICU)، که شامل تعیین تجربی میزان شکست عناصر ACS و ICU و محاسبه ویژگی‌های قابلیت اطمینان ACS با در نظر گرفتن تعداد خرابی‌های ACS، BVK را نیز آزمایش کنید، خرابی عناصر ACS را مطابق قانون توزیع نمایی شبیه‌سازی کنید، و خرابی‌های نرم‌افزار را طبق قانون توزیع عادی تعیین کنید. تعداد خرابی‌های بومی‌سازی شده توسط BVK، و بر اساس آخرین و تعداد کل خرابی‌ها، ضریب کامل بودن تست را به‌عنوان نسبت خرابی‌های موضعی به تعداد کل خرابی‌ها و ویژگی‌های قابلیت اطمینان ACS در کل محاسبه می‌شود. این ضریب را در نظر بگیرید.

نقشه نموداری از دستگاهی را نشان می دهد که روش پیشنهادی را پیاده سازی می کند.

این دستگاه شامل یک تنظیم کننده خرابی 1، مبدل های 2 و 3 به ترتیب به سیگنال های الکتریکی و هیدرولیکی تنظیم کننده، قسمت الکترونیکی اصلی (EC) 4، قسمت اجرایی هیدرومکانیکی (HMC) 5 و BVK 6 از ACS 7، مقایسه کننده های 8 و 9 با حافظه دسترسی تصادفی (RAM)، شمارنده های 10، 11، 12، دستگاه پردازش 13، و همچنین مدل موتور (MD) 14، با EC 4 از طریق مبدل 2، و GMC 5 از طریق مبدل 3 متصل به کنترلر 1، ورودی اطلاعات مقایسه کننده 8 به خروجی EC 4 و ورودی کنترل به ورودی مبدل 2، ورودی اطلاعات مقایسه کننده 9 به خروجی GMCH 5 وصل می شود و ورودی کنترل به ورودی مبدل 3 است، خروجی های مقایسه کننده های 8 و 9 به شمارنده 11، خروجی BVK 6 به شمارنده 10، تمامی شمارنده های 10، 11، 12 به شمارنده متصل می شوند. دستگاه پردازش 13، خروجی ECH 4 به ورودی GMCH 5 و خروجی GMCH 5 به ورودی MD 14 وصل شده است، خروجی MD 14 به ورودی ECH 4 وصل می شود. از ACS 7.

دستگاه به شرح زیر عمل می کند.

کنترلر 1، به عنوان مثال، به شکل یک رایانه شخصی ساخته شده است که طبق برنامه ای اجرا می شود که تضمین می کند که کنترلر 1 خرابی های عناصر ACS 7 را مطابق قانون نمایی و نرم افزار مطابق با قوانین توزیع عادی بازتولید می کند. ، از طریق مبدل‌های 2 و 3، خرابی‌های شبیه‌سازی شده را به EC 4 و GMCH 5 ACS 7 ارائه می‌کند وقتی سیگنال خرابی در خروجی کنترل‌کننده 1 ظاهر می‌شود، یک واحد وارد شمارنده 12 می‌شود و در خروجی مبدل 2 یا 3 یک تقلید از خرابی یک عنصر یا نرم افزار در EC 4 یا GMCH 5 از ACS 7 ظاهر می شود. در ابتدای سیگنال خرابی، عملکرد در RAM مقایسه کننده 8 (یا 9) وضعیت خروجی EC 4 نوشته می شود (F1) یا GMCH 5 (F2) ACS 7.

EC 4 یا GMCH 5 ACS 7 همراه با MD 14 به عنوان یک شیء کنترلی به یک شکست شبیه سازی شده واکنش نشان می دهند. اگر پاسخ ACS 7 به یک خرابی شبیه سازی شده منجر به تغییر در پارامترهای خروجی موتور توربین گاز (MD 14) شود، آنگاه F1 عملکردی (یا F2) حالت خروجی مقدار جدیدی F1" (یا F2) می گیرد. "). در این حالت، یک سیگنال در خروجی مقایسه کننده 8 (یا 9) ظاهر می شود - نشانه ای از خرابی که منجر به تغییر در پارامترهای خروجی موتور توربین گاز می شود (MD 14). این سیگنال ها توسط شمارنده 11 شمارش می شوند.

اگر تقلیدی از یک خرابی شناسایی، بومی سازی و با BVK 6 مقابله شود، سیگنالی از یک شکست شناسایی شده و "خنثی شده" در خروجی BVK 6 ظاهر می شود. این سیگنال ها توسط شمارنده 10 شمارش می شوند.

در پایان چرخه آزمایش، قرائت شمارنده های 12 (تعداد کل خرابی های شبیه سازی شده N)، 11 (تعداد خرابی هایی که منجر به تغییر در پارامترهای موتور توربین گاز N meas)، 10 (تعداد خرابی های بومی سازی شده توسط BVK N lok) می شود. ) به دستگاه پردازش 13 ارسال می شود که در آنجا موارد زیر مشخص می شود:

ضریب کامل بودن کنترل Kpk

ضریب بررسی کامل گیربکس

سپس ویژگی های قابلیت اطمینان ACS به طور کلی محاسبه می شود: زمان بین خرابی هایی که منجر به خاموش شدن بخش الکترونیکی ACS (Toech) می شود و زمان بین خرابی ثابت نشده ACS که منجر به تغییر دلخواه در حالت کار می شود. موتور توربین گاز (T.vd) تعیین می شود.

برای این کار از وابستگی های زیر استفاده می شود:

جایی که ایست بازرسی ضریب کامل بودن تأیید است،

Kpk - ضریب کامل بودن کنترل،

Kvd - نسبت خرابی های کنترل نشده منجر به خاموش شدن موتور،

میزان کل خرابی عناصر یک کانال از قسمت الکترونیکی ACS:

m تعداد عناصر موجود در تفنگ خودکششی است.

بنابراین، انتقال صاف کنترل از ER 2 به GMR 6 تضمین می شود، یعنی. کیفیت عملکرد اسلحه های خودکششی را بهبود می بخشد و در نتیجه قابلیت اطمینان موتور توربین گاز و ایمنی هواپیما را افزایش می دهد.

ادبیات

1. GOST 2343-79 "قابلیت اطمینان محصولات تجهیزات هوانوردی."

2. "آزمون های جامع سیستم های کنترل اتوماتیک دیجیتال موتورهای توربین گازی"، t.o. CIAM شماره 10607، 1986

مطالبه

روشی برای آزمایش یک سیستم کنترل خودکار الکترونیکی دو کاناله (ACS) برای یک موتور توربین گاز (GTE) با یک واحد کنترل یکپارچه (ICU)، که شامل تعیین تجربی میزان خرابی عناصر ACS و ICU و محاسبه قابلیت اطمینان است. ویژگی‌های ACS با در نظر گرفتن تعداد خرابی‌های ACS، مشخص می‌شود که BVK علاوه بر آزمایش، خرابی عناصر ACS را مطابق قانون توزیع نمایی شبیه‌سازی می‌کند و خرابی‌های نرم‌افزار طبق قانون توزیع عادی، سپس تعداد خرابی های بومی سازی شده توسط BVK تعیین می شود و بر اساس آخرین و تعداد کل خرابی ها، ضریب کامل بودن تست به عنوان نسبت خرابی های موضعی به تعداد کل خرابی ها تعیین می شود و ویژگی های قابلیت اطمینان ACS به عنوان یک کل محاسبه می شود. این ضریب را در نظر بگیرید.

معرفی

در طول شصت سال توسعه خود، موتورهای توربین گازی (GTEs) به نوع اصلی موتور برای هواپیماهای مدرن هوانوردی غیرنظامی تبدیل شده اند. موتورهای توربین گاز نمونه کلاسیک یک دستگاه پیچیده هستند که قطعات آن برای مدت طولانی تحت شرایط دماهای بالا و بارهای مکانیکی کار می کنند. عملکرد بسیار کارآمد و قابل اعتماد نیروگاه های توربین گازی هوانوردی هواپیماهای مدرن بدون استفاده از سیستم های کنترل خودکار ویژه (ACS) غیرممکن است. نظارت و مدیریت پارامترهای عملکرد موتور برای اطمینان از قابلیت اطمینان بالا و عمر طولانی بسیار مهم است. بنابراین، انتخاب سیستم کنترل خودکار موتور نقش بسیار زیادی دارد.

در حال حاضر هواپیماهایی که موتورهای نسل V بر روی آنها نصب می شوند و مجهز به جدیدترین سیستم های کنترل خودکار مانند FADEC (Full Authority Digital Electronic Control) به طور گسترده در جهان استفاده می شوند. اسلحه های خودکششی هیدرومکانیکی بر روی موتورهای توربین گازی هواپیماهای نسل اول نصب شد.

سیستم‌های هیدرومکانیکی راه طولانی در توسعه و بهبود پیموده‌اند، از ساده‌ترین آنها، مبتنی بر کنترل عرضه سوخت به محفظه احتراق (CC) با باز کردن/بستن یک شیر قطع (سوپاپ)، تا سیستم‌های هیدروالکترونیک مدرن، در که تمام عملکردهای اصلی کنترل با استفاده از دستگاه های تعیین کننده متر هیدرومکانیکی انجام می شود و فقط برای انجام عملکردهای خاص (محدود کردن دمای گاز، سرعت روتور توربوشارژر و غیره) از رگولاتورهای الکترونیکی استفاده می شود. با این حال، اکنون این کافی نیست. به منظور برآورده ساختن الزامات بالا برای ایمنی و کارایی پرواز، ایجاد سیستم های کاملا الکترونیکی ضروری است که در آن کلیه عملکردهای کنترلی توسط وسایل الکترونیکی انجام می شود و عملگرها می توانند هیدرومکانیکی یا پنوماتیکی باشند. چنین اسلحه های خودکششی نه تنها قادر به نظارت بر تعداد زیادی از پارامترهای موتور هستند، بلکه می توانند روند آنها را نیز نظارت کنند، آنها را مدیریت کنند، در نتیجه، طبق برنامه های تعیین شده، موتور را در حالت های عملیاتی مناسب تنظیم کنند و با سیستم های هواپیما تعامل داشته باشند تا به دست بیاورند. حداکثر بهره وری اسلحه خودکششی FADEC متعلق به چنین سیستم هایی است.

مطالعه جدی در مورد طراحی و عملکرد سیستم های کنترل اتوماتیک برای موتورهای توربین گازی هوانوردی شرط لازم برای ارزیابی صحیح وضعیت فنی (تشخیص) سیستم کنترل و عناصر فردی آنها و همچنین برای عملکرد ایمن خودکار است. سیستم های کنترل برای نیروگاه های توربین گاز هواپیما به طور کلی.

اطلاعات عمومی در مورد سیستم های کنترل خودکار برای AVIATION GTE

هدف از سیستم های کنترل اتوماتیک

مدیریت سوخت موتور توربین گاز

تفنگ خودکششی برای (شکل 1) طراحی شده است:

کنترل روشن شدن و خاموش شدن موتور؛

کنترل حالت عملکرد موتور؛

اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و محفظه احتراق (CC) موتور در حالت پایدار و گذرا.

جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز؛

تضمین تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما؛

کنترل موتور یکپارچه به عنوان بخشی از نیروگاه هواپیما با استفاده از دستورات سیستم کنترل هواپیما.

ارائه کنترل بر قابلیت سرویس دهی عناصر ACS؛

نظارت عملیاتی و تشخیص وضعیت موتور (با سیستم کنترل خودکار و سیستم کنترل ترکیبی)؛

تهیه و تحویل اطلاعات وضعیت موتور به سامانه ثبت.

کنترل روشن شدن و خاموش شدن موتور. در هنگام راه اندازی، تفنگ خودکششی وظایف زیر را انجام می دهد:

عرضه سوخت به CS، پره راهنما (VA)، و بای پس های هوا را کنترل می کند.

دستگاه راه اندازی و واحدهای احتراق را کنترل می کند.

از موتور در هنگام نوسانات، خرابی کمپرسور و گرمای بیش از حد توربین محافظت می کند.

از دستگاه استارت در برابر تجاوز از حداکثر سرعت محافظت می کند.

برنج. 1.

سیستم کنترل خودکششی تضمین می کند که موتور از هر حالت عملیاتی به دستور خلبان یا به طور خودکار با رسیدن به پارامترهای محدود کننده خاموش می شود و در صورت از بین رفتن گاز دینامیک، سوخت رسانی به کمپرسور اصلی برای مدت کوتاهی قطع می شود. پایداری کمپرسور (GDU).

کنترل حالت عملکرد موتور کنترل بر اساس دستورات خلبان مطابق با برنامه های کنترلی مشخص شده انجام می شود. عمل کنترل مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور است. در حین کنترل، یک پارامتر تنظیمی با در نظر گرفتن پارامترهای هوا در ورودی موتور و پارامترهای درون موتور حفظ می شود. در سیستم های کنترل چند جفتی، هندسه قسمت جریان را نیز می توان برای اجرای کنترل بهینه و تطبیقی ​​به منظور اطمینان از حداکثر کارایی مجموعه "CS - هواپیما" کنترل کرد.

اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و ایستگاه کمپرسور موتور در حالت پایدار و گذرا. برای عملکرد پایدار کمپرسور و کمپرسور، کنترل برنامه خودکار سوخت رسانی به محفظه احتراق در حالت های گذرا، کنترل دریچه های بای پس هوا از کمپرسور یا پشت کمپرسور، کنترل زاویه نصب پره های دوار BHA و HA از کمپرسور انجام می شود. کنترل جریان خط حالت های عملیاتی را با حاشیه کافی از پایداری دینامیکی گاز کمپرسور تضمین می کند (فن، مراحل تقویت کننده، پمپ فشار و افزایش فشار). برای جلوگیری از فراتر رفتن پارامترها در صورت از بین رفتن GDU کمپرسور، از سیستم های ضد سرج و ضد استال استفاده می شود.

جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز. حداکثر پارامترهای مجاز به عنوان حداکثر پارامترهای ممکن موتور درک می شود که توسط شرایط انجام ویژگی های دریچه گاز و سرعت ارتفاع محدود می شود. عملکرد طولانی مدت در حالت هایی با حداکثر پارامترهای مجاز نباید منجر به از بین رفتن قطعات موتور شود. بسته به طراحی موتور، موارد زیر به طور خودکار محدود می شوند:

حداکثر سرعت مجاز روتور موتور؛

حداکثر فشار هوای مجاز پشت کمپرسور؛

حداکثر دمای گاز در پشت توربین؛

حداکثر دمای مواد پره توربین؛

حداقل و حداکثر مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور.

حداکثر سرعت مجاز چرخش توربین دستگاه راه اندازی.

اگر توربین در هنگام شکستن شفت به سمت بالا بچرخد، موتور به طور خودکار با حداکثر سرعت ممکن دریچه قطع سوخت در محفظه احتراق خاموش می شود. می توان از یک سنسور الکترونیکی استفاده کرد که بیش از سرعت چرخش آستانه را تشخیص می دهد، یا یک دستگاه مکانیکی که جابجایی محیطی متقابل کمپرسور و محورهای توربین را تشخیص می دهد و لحظه شکستن شفت را برای قطع منبع سوخت تعیین می کند. در این حالت دستگاه های کنترل می توانند الکترونیکی، الکترومکانیکی یا مکانیکی باشند.

طراحی ACS باید وسایل فوق سیستم را برای محافظت از موتور در برابر تخریب در صورت رسیدن به پارامترهای محدود کننده در صورت خرابی کانال های کنترل اصلی ACS فراهم کند. ممکن است یک واحد جداگانه ارائه شود، که وقتی به حداکثر مقدار برای محدودیت فوق سیستم هر یک از پارامترها رسید، با حداکثر سرعت دستور قطع سوخت در CS را صادر می کند.

تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما تبادل اطلاعات از طریق کانال های تبادل اطلاعات سریال و موازی انجام می شود.

ارائه اطلاعات به تجهیزات کنترل، آزمایش و تنظیم. برای تعیین وضعیت سرویس بخش الکترونیکی ACS، عیب یابی و تنظیم عملیاتی واحدهای الکترونیکی، کیت لوازم جانبی موتور شامل یک صفحه کنترل، تست و تنظیم ویژه است. کنترل از راه دور برای عملیات زمینی استفاده می شود و در برخی از سیستم ها روی هواپیما نصب می شود. تبادل اطلاعات بین ACS و کنسول از طریق خطوط ارتباطی کدگذاری شده از طریق یک کابل مخصوص متصل انجام می شود.

کنترل موتور یکپارچه به عنوان بخشی از سیستم کنترل هواپیما با استفاده از دستورات سیستم کنترل هواپیما. برای به دست آوردن حداکثر بازده موتور و هواپیما به عنوان یک کل، کنترل موتور و سایر سیستم های کنترل یکپارچه شده است. سیستم‌های کنترل بر اساس سیستم‌های کامپیوتری دیجیتال روی برد که در سیستم کنترل پیچیده روی برد یکپارچه شده‌اند، یکپارچه می‌شوند. کنترل یکپارچه با تنظیم برنامه های کنترل موتور از سیستم کنترل، صدور پارامترهای موتور برای کنترل ورودی هوا (IA) انجام می شود. بر اساس یک سیگنال از سیستم کنترل خودکششی VZ، دستوراتی برای تنظیم عناصر مکانیزاسیون موتور در موقعیت افزایش ذخایر واحد توربین گاز کمپرسور صادر می شود. برای جلوگیری از ایجاد اختلال در هواپیمای کنترل‌شده هوابرد هنگام تغییر حالت پرواز، حالت موتور مطابق با آن تنظیم یا ثابت می‌شود.

نظارت بر سرویس پذیری عناصر ACS. در قسمت الکترونیکی موتور ACS، سرویس پذیری عناصر ACS به طور خودکار نظارت می شود. اگر عناصر ACS از کار بیفتند، اطلاعات مربوط به خرابی ها به سیستم کنترل هواپیما ارائه می شود. برنامه های کنترل و ساختار بخش الکترونیکی ACS در حال پیکربندی مجدد برای حفظ عملکرد آن است.

نظارت بر عملیات و تشخیص وضعیت موتور. ACS یکپارچه شده با سیستم کنترل علاوه بر این عملکردهای زیر را انجام می دهد:

دریافت سیگنال از سنسورها و آلارم های موتور و هواپیما، فیلتر کردن، پردازش و خروجی آنها به نمایشگر داخل هواپیما، ثبت نام و سایر سیستم های هواپیما، تبدیل پارامترهای آنالوگ و گسسته.

کنترل تحمل پارامترهای اندازه گیری شده.

نظارت بر پارامتر رانش موتور در هنگام برخاستن.

نظارت بر عملکرد مکانیزاسیون کمپرسور؛

نظارت بر موقعیت عناصر دستگاه معکوس بر روی رانش به جلو و معکوس؛

محاسبه و ذخیره اطلاعات مربوط به ساعات کار موتور؛

نظارت بر مصرف ساعتی و سطح روغن هنگام سوخت‌گیری؛

نظارت بر زمان شروع موتور و از بین رفتن روتورهای LPC و HPC در هنگام خاموش شدن.

نظارت بر سیستم های ورودی هوا و سیستم های خنک کننده توربین؛

کنترل لرزش اجزای موتور؛

تجزیه و تحلیل روند تغییرات در پارامترهای اصلی موتور در حالت پایدار.

در شکل شکل 2 به صورت شماتیک ترکیب واحدهای سیستم کنترل اتوماتیک موتور توربوفن را نشان می دهد.

با توجه به سطح به دست آمده در حال حاضر پارامترهای فرآیند عملیاتی موتورهای توربین گازی هوانوردی، بهبود بیشتر ویژگی های نیروگاه ها با جستجوی روش های کنترل جدید، با ادغام سیستم های کنترل خودکششی در یک سیستم کنترل هواپیما و موتور یکپارچه همراه است. و کنترل مشترک آنها بسته به حالت و مرحله پرواز. این رویکرد با انتقال به سیستم های الکترونیکی کنترل موتور دیجیتال مانند FADEC (کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل) امکان پذیر می شود. به سیستم هایی که در آنها الکترونیک موتور را در تمام مراحل و حالت های پرواز کنترل می کند (سیستم هایی با مسئولیت کامل).

مزایای یک سیستم کنترل دیجیتال با مسئولیت کامل نسبت به یک سیستم کنترل هیدرومکانیکی آشکار است:

سیستم FADEC دارای دو کانال کنترل مستقل است که به طور قابل توجهی قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد و نیاز به افزونگی های متعدد را از بین می برد و وزن آن را کاهش می دهد.

برنج. 2.

سیستم FADEC راه اندازی خودکار، کارکرد در شرایط پایدار، محدودیت دمای گاز و سرعت چرخش، راه اندازی پس از خاموش شدن محفظه احتراق، حفاظت ضد ولتاژ به دلیل کاهش کوتاه مدت سوخت را فراهم می کند. بر اساس انواع مختلفی از داده های حاصل از حسگرها عمل می کند.

سیستم FADEC انعطاف پذیرتر است زیرا ... تعداد و ماهیت عملکردهایی که انجام می دهد را می توان با معرفی برنامه های مدیریت جدید یا تنظیم موجود افزایش داد و تغییر داد.

سیستم FADEC به طور قابل توجهی بار کاری خدمه را کاهش می دهد و استفاده از فناوری کنترل هواپیمای پرمصرف با سیم را قادر می سازد.

عملکردهای FADEC شامل نظارت بر سلامت موتور، تشخیص عیب و اطلاعات تعمیر و نگهداری برای کل پیشرانه است. لرزش، عملکرد، دما، رفتار سیستم سوخت و روغن از جمله بسیاری از جنبه‌های عملیاتی است که می‌توان برای اطمینان از ایمنی، کنترل عمر موثر و کاهش هزینه‌های تعمیر و نگهداری نظارت کرد.

سیستم FADEC ثبت ساعات کار موتور و آسیب پذیری اجزای اصلی آن، نظارت بر زمین و سفر با ذخیره نتایج در حافظه غیر فرار را فراهم می کند.

برای سیستم FADEC نیازی به تنظیمات و بررسی موتور پس از تعویض هیچ یک از اجزای آن نیست.

سیستم FADEC همچنین:

کشش را در دو حالت دستی و اتوماتیک کنترل می کند.

کنترل مصرف سوخت؛

با کنترل جریان هوا در طول مسیر موتور و تنظیم شکاف پشت پره های موتور توربین، شرایط عملیاتی بهینه را فراهم می کند.

دمای روغن درایو ژنراتور یکپارچه را نظارت می کند.

رعایت محدودیت‌های مربوط به عملکرد سیستم معکوس رانش بر روی زمین را تضمین می‌کند.

در شکل 3 به وضوح طیف گسترده ای از عملکردهای انجام شده توسط اسلحه های خودکششی FADEC را نشان می دهد.

در روسیه، اسلحه های خودکششی از این نوع برای اصلاح موتورهای AL-31F، PS-90A و تعدادی از محصولات دیگر در حال توسعه هستند.

برنج. 3. هدف از سیستم کنترل موتور دیجیتال با مسئولیت کامل

ارسال کار خوب خود در پایگاه دانش ساده است. از فرم زیر استفاده کنید

دانشجویان، دانشجویان تحصیلات تکمیلی، دانشمندان جوانی که از دانش پایه در تحصیل و کار خود استفاده می کنند از شما بسیار سپاسگزار خواهند بود.

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

اختصارات متعارف

AC - سیستم اتوماتیک

AD - موتور هواپیما

VZ - ورودی هوا

VNA - پره راهنمای ورودی

VS - هواپیما

HP - فشار بالا

GDU - پایداری دینامیک گاز

GTE - موتور توربین گاز

DI - سوزن دوز

HPC - کمپرسور فشار بالا

LPC - کمپرسور فشار پایین

NA - پره راهنما

ND - فشار کم

اهرم رانش - اهرم کنترل موتور

SAU - سیستم کنترل خودکار

SU - نیروگاه

TVD - موتور توربوپراپ؛ توربین فشار قوی

LPT - توربین فشار پایین

توربوفن - موتور توربوجت دو مداره

TRDDF - موتور توربوجت دو مداره با پس سوز

TO - تعمیر و نگهداری فنی

CPU - واحد پردازش مرکزی

ACU - واحد کنترل محرک - واحد کنترل درایو

AFDX - فرمت گذرگاه داده

ARINC 429 - فرمت داده باس دیجیتال

DEC/DECU - واحد کنترل الکترونیکی دیجیتال - واحد کنترل دیجیتال موتور

EEC - کنترل الکترونیکی موتور - واحد سیستم کنترل الکترونیکی موتور؛ تنظیم کننده الکترونیکی

EMU - واحد نظارت موتور - واحد کنترل موتور

EOSU - واحد حفاظت الکترونیکی سرعت بیش از حد - ماژول حفاظت موتور در برابر سرعت بیش از حد

ETRAS - سیستم فعال سازی معکوس تراست الکترومکانیکی - سیستم درایو دستگاه معکوس تراست الکترومکانیکی

FADEC - کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل - سیستم کنترل الکترونیکی موتور با مسئولیت کامل

FCU - واحد کنترل سوخت - تنظیم کننده تامین سوخت

FMS - بخش اندازه گیری سوخت - بخش اندازه گیری

FMU - واحد اندازه گیری سوخت - دستگاه اندازه گیری سوخت

N1 - سرعت روتور کم فشار

N2 - سرعت روتور فشار بالا

ODMS - سنسور مغناطیسی باقی مانده روغن - حسگر برای تشخیص ذرات فلز در روغن

SAV - شیر هوای استارت - شیر هوای استارت

VMU - واحد اندازه گیری ارتعاش - دستگاه اندازه گیری ارتعاش

معرفی

1. اطلاعات کلی در مورد سیستم های کنترل خودکار برای موتورهای توربین گاز هواپیما

2. طرح های دینامیک گاز موتورهای توربین گاز

2.2 کنترل موتور

3. سیستم های کنترل سوخت

3.1 تنظیم کننده جریان سوخت اصلی

3.2 طرح مدیریت سوخت ساده

3.3 سیستم های کنترل سوخت هیدروپنوماتیک، توربوپراپ PT6

3.4 سیستم مدیریت سوخت Bendix DP-L2

3.5 سیستم برنامه ریزی الکترونیکی سوخت

3.6 کنترل قدرت و برنامه ریزی سوخت (CFM56-7B)

3.7 سیستم مدیریت سوخت APU

3.8 راه اندازی سیستم مدیریت سوخت

4. سیستم کنترل خودکار

4.1 بخش اصلی

4.2 شرح و عملیات

4.3 سیستم مدیریت سوخت

4.4 سیستم نمایش مصرف سوخت

فهرست ادبیات استفاده شده

معرفی

در طول شصت سال توسعه خود، موتورهای توربین گازی (GTEs) به نوع اصلی موتور برای هواپیماهای مدرن هوانوردی غیرنظامی تبدیل شده اند. موتورهای توربین گاز نمونه کلاسیک یک دستگاه پیچیده هستند که قطعات آن برای مدت طولانی تحت شرایط دماهای بالا و بارهای مکانیکی کار می کنند. عملکرد بسیار کارآمد و قابل اعتماد نیروگاه های توربین گازی هوانوردی هواپیماهای مدرن بدون استفاده از سیستم های کنترل خودکار ویژه (ACS) غیرممکن است. نظارت و مدیریت پارامترهای عملکرد موتور برای اطمینان از قابلیت اطمینان بالا و عمر طولانی بسیار مهم است. بنابراین، انتخاب سیستم کنترل خودکار موتور نقش بسیار زیادی دارد.

در حال حاضر هواپیماهایی که موتورهای نسل V بر روی آنها نصب می شوند و مجهز به جدیدترین سیستم های کنترل خودکار مانند FADEC (Full Authority Digital Electronic Control) به طور گسترده در جهان استفاده می شوند. اسلحه های خودکششی هیدرومکانیکی بر روی موتورهای توربین گازی هواپیماهای نسل اول نصب شد.

سیستم‌های هیدرومکانیکی راه طولانی در توسعه و بهبود پیموده‌اند، از ساده‌ترین آنها، مبتنی بر کنترل عرضه سوخت به محفظه احتراق (CC) با باز کردن/بستن یک شیر قطع (سوپاپ)، تا سیستم‌های هیدروالکترونیک مدرن، در که تمام عملکردهای اصلی کنترل با استفاده از دستگاه های تعیین کننده متر هیدرومکانیکی انجام می شود و فقط برای انجام عملکردهای خاص (محدود کردن دمای گاز، سرعت روتور توربوشارژر و غیره) از رگولاتورهای الکترونیکی استفاده می شود. با این حال، اکنون این کافی نیست. به منظور برآورده ساختن الزامات بالا برای ایمنی و کارایی پرواز، ایجاد سیستم های کاملا الکترونیکی ضروری است که در آن کلیه عملکردهای کنترلی توسط وسایل الکترونیکی انجام می شود و عملگرها می توانند هیدرومکانیکی یا پنوماتیکی باشند. چنین اسلحه های خودکششی نه تنها قادر به نظارت بر تعداد زیادی از پارامترهای موتور هستند، بلکه می توانند روند آنها را نیز نظارت کنند، آنها را مدیریت کنند، در نتیجه، طبق برنامه های تعیین شده، موتور را در حالت های عملیاتی مناسب تنظیم کنند و با سیستم های هواپیما تعامل داشته باشند تا به دست بیاورند. حداکثر بهره وری اسلحه خودکششی FADEC متعلق به چنین سیستم هایی است.

مطالعه جدی در مورد طراحی و عملکرد سیستم های کنترل اتوماتیک برای موتورهای توربین گازی هوانوردی شرط لازم برای ارزیابی صحیح وضعیت فنی (تشخیص) سیستم کنترل و عناصر فردی آنها و همچنین برای عملکرد ایمن خودکار است. سیستم های کنترل برای نیروگاه های توربین گاز هواپیما به طور کلی.

1. اطلاعات عمومی در مورد سیستم های کنترل خودکار برای AVIATION GTE

1.1 هدف از سیستم های کنترل خودکار

مدیریت سوخت موتور توربین گاز

تفنگ خودکششی برای (شکل 1) طراحی شده است:

- کنترل استارت و خاموش شدن موتور؛

- کنترل حالت کار موتور؛

- اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و محفظه احتراق (CC) موتور در حالت پایدار و گذرا.

- جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز.

- تضمین تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما؛

- کنترل موتور یکپارچه به عنوان بخشی از نیروگاه هواپیما طبق دستورات سیستم کنترل هواپیما.

- اطمینان از کنترل قابلیت سرویس دهی عناصر ACS؛

- نظارت عملیاتی و تشخیص وضعیت موتور (با سیستم کنترل خودکار و سیستم کنترل ترکیبی)؛

- تهیه و ارسال اطلاعات مربوط به وضعیت موتور به سامانه ثبت.

کنترل روشن شدن و خاموش شدن موتور. در هنگام راه اندازی، تفنگ خودکششی وظایف زیر را انجام می دهد:

- عرضه سوخت به CS، پره راهنما (VA) و بای پس های هوا را کنترل می کند.

- دستگاه راه اندازی و واحدهای احتراق را کنترل می کند.

- از موتور در هنگام نوسانات، خرابی کمپرسور و گرمای بیش از حد توربین محافظت می کند.

- دستگاه راه انداز را از تجاوز از حداکثر سرعت چرخش محافظت می کند.

برنج. 1. هدف از سیستم کنترل خودکار موتور

سیستم کنترل خودکششی تضمین می کند که موتور از هر حالت عملیاتی به دستور خلبان یا به طور خودکار با رسیدن به پارامترهای محدود کننده خاموش می شود و در صورت از بین رفتن گاز دینامیک، سوخت رسانی به کمپرسور اصلی برای مدت کوتاهی قطع می شود. پایداری کمپرسور (GDU).

کنترل حالت عملکرد موتور کنترل بر اساس دستورات خلبان مطابق با برنامه های کنترلی مشخص شده انجام می شود. عمل کنترل مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور است. در حین کنترل، یک پارامتر تنظیمی با در نظر گرفتن پارامترهای هوا در ورودی موتور و پارامترهای درون موتور حفظ می شود. در سیستم های کنترل چند جفتی، هندسه قسمت جریان را نیز می توان برای اجرای کنترل بهینه و تطبیقی ​​به منظور اطمینان از حداکثر کارایی مجموعه "CS - هواپیما" کنترل کرد.

اطمینان از عملکرد پایدار کمپرسور و ایستگاه کمپرسور موتور در حالت پایدار و گذرا. برای عملکرد پایدار کمپرسور و کمپرسور، کنترل برنامه خودکار سوخت رسانی به محفظه احتراق در حالت های گذرا، کنترل دریچه های بای پس هوا از کمپرسور یا پشت کمپرسور، کنترل زاویه نصب پره های دوار BHA و HA از کمپرسور انجام می شود. کنترل جریان خط حالت های عملیاتی را با حاشیه کافی از پایداری دینامیکی گاز کمپرسور تضمین می کند (فن، مراحل تقویت کننده، پمپ فشار و افزایش فشار). برای جلوگیری از فراتر رفتن پارامترها در صورت از بین رفتن GDU کمپرسور، از سیستم های ضد سرج و ضد استال استفاده می شود.

جلوگیری از فراتر رفتن پارامترهای موتور از حداکثر حد مجاز. حداکثر پارامترهای مجاز به عنوان حداکثر پارامترهای ممکن موتور درک می شود که توسط شرایط انجام ویژگی های دریچه گاز و سرعت ارتفاع محدود می شود. عملکرد طولانی مدت در حالت هایی با حداکثر پارامترهای مجاز نباید منجر به از بین رفتن قطعات موتور شود. بسته به طراحی موتور، موارد زیر به طور خودکار محدود می شوند:

- حداکثر سرعت مجاز چرخش روتورهای موتور؛

- حداکثر فشار هوای مجاز پشت کمپرسور؛

- حداکثر دمای گاز در پشت توربین؛

- حداکثر دمای مواد پره توربین؛

- حداقل و حداکثر مصرف سوخت در ایستگاه کمپرسور.

- حداکثر سرعت مجاز چرخش توربین دستگاه راه اندازی.

اگر توربین در هنگام شکستن شفت به سمت بالا بچرخد، موتور به طور خودکار با حداکثر سرعت ممکن دریچه قطع سوخت در محفظه احتراق خاموش می شود. می توان از یک سنسور الکترونیکی استفاده کرد که بیش از سرعت چرخش آستانه را تشخیص می دهد، یا یک دستگاه مکانیکی که جابجایی محیطی متقابل کمپرسور و محورهای توربین را تشخیص می دهد و لحظه شکستن شفت را برای قطع منبع سوخت تعیین می کند. در این حالت دستگاه های کنترل می توانند الکترونیکی، الکترومکانیکی یا مکانیکی باشند.

طراحی ACS باید وسایل فوق سیستم را برای محافظت از موتور در برابر تخریب در صورت رسیدن به پارامترهای محدود کننده در صورت خرابی کانال های کنترل اصلی ACS فراهم کند. ممکن است یک واحد جداگانه ارائه شود، که وقتی به حداکثر مقدار برای محدودیت فوق سیستم هر یک از پارامترها رسید، با حداکثر سرعت دستور قطع سوخت در CS را صادر می کند.

تبادل اطلاعات با سیستم های هواپیما تبادل اطلاعات از طریق کانال های تبادل اطلاعات سریال و موازی انجام می شود.

ارائه اطلاعات به تجهیزات کنترل، آزمایش و تنظیم. برای تعیین وضعیت سرویس بخش الکترونیکی ACS، عیب یابی و تنظیم عملیاتی واحدهای الکترونیکی، کیت لوازم جانبی موتور شامل یک صفحه کنترل، تست و تنظیم ویژه است. کنترل از راه دور برای عملیات زمینی استفاده می شود و در برخی از سیستم ها روی هواپیما نصب می شود. تبادل اطلاعات بین ACS و کنسول از طریق خطوط ارتباطی کدگذاری شده از طریق یک کابل مخصوص متصل انجام می شود.

کنترل موتور یکپارچه به عنوان بخشی از سیستم کنترل هواپیما با استفاده از دستورات سیستم کنترل هواپیما. برای به دست آوردن حداکثر بازده موتور و هواپیما به عنوان یک کل، کنترل موتور و سایر سیستم های کنترل یکپارچه شده است. سیستم‌های کنترل بر اساس سیستم‌های کامپیوتری دیجیتال روی برد که در سیستم کنترل پیچیده روی برد یکپارچه شده‌اند، یکپارچه می‌شوند. کنترل یکپارچه با تنظیم برنامه های کنترل موتور از سیستم کنترل، صدور پارامترهای موتور برای کنترل ورودی هوا (IA) انجام می شود. بر اساس یک سیگنال از سیستم کنترل خودکششی VZ، دستوراتی برای تنظیم عناصر مکانیزاسیون موتور در موقعیت افزایش ذخایر واحد توربین گاز کمپرسور صادر می شود. برای جلوگیری از ایجاد اختلال در هواپیمای کنترل‌شده هوابرد هنگام تغییر حالت پرواز، حالت موتور مطابق با آن تنظیم یا ثابت می‌شود.

نظارت بر سرویس پذیری عناصر ACS. در قسمت الکترونیکی موتور ACS، سرویس پذیری عناصر ACS به طور خودکار نظارت می شود. اگر عناصر ACS از کار بیفتند، اطلاعات مربوط به خرابی ها به سیستم کنترل هواپیما ارائه می شود. برنامه های کنترل و ساختار بخش الکترونیکی ACS در حال پیکربندی مجدد برای حفظ عملکرد آن است.

نظارت بر عملیات و تشخیص وضعیت موتور. ACS یکپارچه شده با سیستم کنترل علاوه بر این عملکردهای زیر را انجام می دهد:

- دریافت سیگنال از سنسورها و آلارم های موتور و هواپیما، فیلتر کردن، پردازش و خروجی آنها به نمایشگر داخل هواپیما، ثبت نام و سایر سیستم های هواپیما، تبدیل پارامترهای آنالوگ و گسسته.

- کنترل تحمل پارامترهای اندازه گیری شده؛

- کنترل پارامتر رانش موتور در هنگام برخاستن.

- نظارت بر عملکرد مکانیزاسیون کمپرسور؛

- کنترل موقعیت عناصر دستگاه معکوس بر روی رانش به جلو و معکوس.

- محاسبه و ذخیره اطلاعات مربوط به ساعات کار موتور.

- کنترل مصرف ساعتی و سطح روغن هنگام سوخت گیری

- کنترل زمان شروع موتور و از کار افتادن روتورهای LPC و HPC در هنگام خاموش شدن.

- کنترل سیستم های ورودی هوا و سیستم های خنک کننده توربین؛

- کنترل لرزش اجزای موتور؛

- تجزیه و تحلیل روند تغییرات در پارامترهای اصلی موتور در حالت پایدار.

در شکل شکل 2 به صورت شماتیک ترکیب واحدهای سیستم کنترل اتوماتیک موتور توربوفن را نشان می دهد.

با توجه به سطح به دست آمده در حال حاضر پارامترهای فرآیند عملیاتی موتورهای توربین گازی هوانوردی، بهبود بیشتر ویژگی های نیروگاه ها با جستجوی روش های کنترل جدید، با ادغام سیستم های کنترل خودکششی در یک سیستم کنترل هواپیما و موتور یکپارچه همراه است. و کنترل مشترک آنها بسته به حالت و مرحله پرواز. این رویکرد با انتقال به سیستم های الکترونیکی کنترل موتور دیجیتال مانند FADEC (کنترل الکترونیکی دیجیتال کامل) امکان پذیر می شود. به سیستم هایی که در آنها الکترونیک موتور را در تمام مراحل و حالت های پرواز کنترل می کند (سیستم هایی با مسئولیت کامل).

مزایای یک سیستم کنترل دیجیتال با مسئولیت کامل نسبت به یک سیستم کنترل هیدرومکانیکی آشکار است:

- سیستم FADEC دارای دو کانال کنترل مستقل است که به طور قابل توجهی قابلیت اطمینان آن را افزایش می دهد و نیاز به افزونگی های متعدد را از بین می برد و وزن آن را کاهش می دهد.

برنج. 2. ترکیب واحدهای کنترل خودکار، نظارت و سیستم تامین سوخت موتور توربوفن

- سیستم FADEC راه اندازی خودکار، عملکرد در حالت های حالت پایدار، محدودیت دمای گاز و سرعت چرخش، راه اندازی پس از خاموش شدن محفظه احتراق، حفاظت ضد ولتاژ به دلیل کاهش کوتاه مدت سوخت را فراهم می کند. بر اساس انواع مختلف داده های دریافت شده از حسگرها عمل می کند.

- سیستم FADEC انعطاف پذیری بیشتری دارد، زیرا تعداد و ماهیت عملکردهایی که انجام می دهد را می توان با معرفی برنامه های مدیریت جدید یا تنظیم موجود افزایش داد و تغییر داد.

- سیستم FADEC به طور قابل توجهی بار کار را برای خدمه کاهش می دهد و استفاده از فناوری کنترل هواپیمای پرمصرف با سیم را تضمین می کند.

عملکردهای FADEC شامل نظارت بر سلامت موتور، تشخیص عیب و اطلاعات تعمیر و نگهداری برای کل پیشرانه است. لرزش، عملکرد، دما، رفتار سیستم سوخت و روغن از جمله بسیاری از جنبه‌های عملیاتی است که می‌توان برای اطمینان از ایمنی، کنترل عمر موثر و کاهش هزینه‌های تعمیر و نگهداری نظارت کرد.

- سیستم FADEC ثبت ساعات کار موتور و آسیب به اجزای اصلی آن، نظارت بر زمین و سفر با ذخیره نتایج در حافظه غیر فرار را فراهم می کند.

- برای سیستم FADEC نیازی به تنظیمات و بررسی موتور پس از تعویض هیچ یک از اجزای آن نیست.

سیستم FADEC همچنین:

- کشش را در دو حالت کنترل می کند: دستی و اتوماتیک.

- کنترل مصرف سوخت؛

- با کنترل جریان هوا در طول مسیر موتور و تنظیم شکاف پشت پره های موتور توربین، حالت های عملیاتی بهینه را تضمین می کند.

- دمای روغن درایو ژنراتور یکپارچه را کنترل می کند.

- از رعایت محدودیت های مربوط به عملکرد سیستم معکوس رانش بر روی زمین اطمینان می دهد.

در شکل 3 به وضوح طیف گسترده ای از عملکردهای انجام شده توسط اسلحه های خودکششی FADEC را نشان می دهد.

در روسیه، اسلحه های خودکششی از این نوع برای اصلاح موتورهای AL-31F، PS-90A و تعدادی از محصولات دیگر در حال توسعه هستند.

برنج. 3. هدف از سیستم کنترل موتور دیجیتال با مسئولیت کامل

1.2 مشکلات ناشی از عملکرد سیستم های کنترل خودکار موتور از نوع FADEC

لازم به ذکر است که با توجه به توسعه پویاتر الکترونیک و فناوری اطلاعات در خارج از کشور، تعدادی از شرکت های فعال در ساخت اسلحه های خودکششی در اواسط دهه 80 انتقال به سیستم های نوع FADEC را در نظر گرفتند. برخی از جنبه های این موضوع و مشکلات مرتبط با آن در گزارش های ناسا و تعدادی از نشریات دوره ای بیان شده است. با این حال، آنها فقط مقررات کلی را ارائه می دهند و مزایای اصلی اسلحه های دیجیتال الکترونیکی خودکششی را نشان می دهند. مشکلات ناشی از انتقال به سیستم های الکترونیکی، راه های حل آنها و مسائل مربوط به اطمینان از شاخص های مورد نیاز سیستم های کنترل خودکار منتشر نشده است.

امروزه یکی از مهم‌ترین چالش‌های اسلحه‌های خودکششی که بر اساس سیستم‌های دیجیتال الکترونیکی ساخته می‌شوند، تضمین سطح مورد نیاز از قابلیت اطمینان است. این در درجه اول به دلیل تجربه ناکافی در توسعه و بهره برداری از چنین سیستم هایی است.

موارد شناخته شده ای از خرابی اسلحه های خودکششی FADEC موتورهای توربین گازی هوانوردی ساخت خارجی به دلایل مشابه وجود دارد. به عنوان مثال، در اسلحه های خودکششی FADEC نصب شده روی توربوفن های رولزرویس AE3007A و AE3007C، خرابی ترانزیستورها ثبت شد که می تواند باعث خرابی این موتورهای مورد استفاده در هواپیماهای دو موتوره در حین پرواز شود.

برای موتور توربوفن AS900، نیاز به پیاده‌سازی برنامه‌ای وجود داشت که به طور خودکار پارامترها را برای بهبود قابلیت اطمینان سیستم FADEC محدود می‌کرد، و همچنین از جلوگیری، شناسایی و بازیابی عملکرد عادی پس از نوسانات و توقف استفاده می‌کرد. موتور توربوفن AS900 همچنین مجهز به حفاظت از سرعت بیش از حد، اتصالات دوگانه برای انتقال داده ها به سنسورهای پارامترهای حیاتی با استفاده از اتوبوس و سیگنال های گسسته مطابق با استاندارد ARINK 429 بود.

متخصصان درگیر در توسعه و اجرای اسلحه های خودکشش FADEC خطاهای منطقی زیادی را کشف کردند که اصلاح آنها به مقدار قابل توجهی پول نیاز داشت. با این حال، آنها تشخیص دادند که در آینده با بهبود سیستم FADEC، پیش بینی عمر تمام اجزای موتور ممکن می شود. این امر به ناوگان هواپیما اجازه می دهد تا از راه دور از یک مکان مرکزی در هر نقطه از جهان نظارت شود.

معرفی این نوآوری ها با انتقال از محرک های کنترل کننده با استفاده از ریزپردازنده های مرکزی به ایجاد مکانیسم های هوشمند مجهز به پردازنده های کنترلی خود تسهیل می شود. مزیت چنین "سیستم توزیع شده" کاهش وزن به دلیل حذف خطوط انتقال سیگنال و تجهیزات مرتبط خواهد بود. صرف نظر از این، سیستم های فردی به بهبود ادامه خواهند داد.

پیاده سازی های امیدوارکننده برای موتورهای توربین گازی ساخت خارجی فردی عبارتند از:

- بهبود سیستم کنترل موتور، ارائه حالت استارت و دور آرام با کنترل جریان هوا و سیستم ضد یخ، هماهنگ سازی عملکرد سیستم های موتور برای به دست آوردن سطح صدای کم و حفظ خودکار مشخصات و همچنین کنترل معکوس. دستگاه؛

تغییر اصل عملکرد FADEC ACS به منظور کنترل موتور نه بر اساس سیگنال های سنسورهای فشار و دما، بلکه مستقیماً با توجه به سرعت چرخش روتور فشار قوی به دلیل اینکه اندازه گیری این پارامتر آسان تر از سیگنال از یک سیستم دوگانه سنسورهای دما فشار که در موتورهای موجود است باید تبدیل شود. سیستم جدید به سرعت پاسخ بیشتر و تغییرات کمتر در حلقه کنترل اجازه می دهد.

نصب یک پردازنده بسیار قوی تر با استفاده از تراشه های صنعتی استاندارد و ارائه تشخیص و پیش بینی وضعیت (عملکرد) موتور و مشخصات آن، توسعه یک تفنگ خودکششی FADEC از نوع PSC. PSC یک سیستم بلادرنگ است که می تواند برای بهینه سازی عملکرد موتور تحت محدودیت های متعدد، به عنوان مثال برای به حداقل رساندن مصرف سوخت خاص در رانش ثابت استفاده شود.

- گنجاندن یک سیستم یکپارچه نظارت بر وضعیت فنی موتور در FADEC ACS. موتور با توجه به کاهش سرعت فن، با در نظر گرفتن ارتفاع پرواز، دمای بیرون، رانش و عدد ماخ تنظیم می شود.

ترکیب سیستم مانیتورینگ موتور، EMU (واحد نظارت موتور)، با FADEC، که امکان مقایسه داده های بیشتری را در زمان واقعی فراهم می کند و هنگامی که موتور "نزدیک به محدودیت های فیزیکی" کار می کند، ایمنی بیشتری ایجاد می کند. بر اساس استفاده از یک مدل ترمودینامیکی ساده شده که در آن عواملی مانند تغییرات دما و تنش با هم به عنوان یک شاخص خستگی تجمعی در نظر گرفته می‌شوند، EMU همچنین اجازه می‌دهد فرکانس استفاده در طول زمان نظارت شود. همچنین شرایطی مانند صداهای "جیغ"، صدای جیر جیر، افزایش ارتعاشات، قطع شدن راه اندازی، خرابی شعله و افزایش ناگهانی موتور وجود دارد. استفاده از حسگر مغناطیسی برای تشخیص ذرات فلزی ODMS (سنسور مغناطیسی زباله‌های نفتی) جدید برای سیستم FADEC است که نه تنها به شما امکان می‌دهد اندازه و کمیت ذرات حاوی آهن را تعیین کنید، بلکه آنها را تا 70 درصد حذف کنید. 0.80% با استفاده از سانتریفیوژ. اگر افزایش تعداد ذرات شناسایی شود، واحد EMU به شما امکان می دهد لرزش را بررسی کنید و فرآیندهای خطرناک را شناسایی کنید، به عنوان مثال، خرابی قریب الوقوع بلبرینگ (برای موتورهای توربوفن EJ200).

ساخت نسل سوم سیستم کنترل اتوماتیک دیجیتال دو کاناله FADEC توسط جنرال الکتریک که زمان پاسخگویی آن به طور قابل توجهی کوتاهتر و ظرفیت حافظه بیشتر از سیستم های کنترل اتوماتیک قبلی FADEC موتورهای دو مداره تولید شده توسط این شرکت است. . به لطف این، اسلحه خودکششی دارای قابلیت ذخیره اضافی برای افزایش قابلیت اطمینان و رانش موتور است. FADEC ACS همچنین دارای توانایی امیدوارکننده ای برای فیلتر کردن سیگنال های ارتعاشی به منظور ایجاد و تشخیص علائم خرابی قریب الوقوع قطعه/قطعه بر اساس تجزیه و تحلیل طیفی حالت های خرابی و نقص شناخته شده، به عنوان مثال، تخریب مسیر بلبرینگ خواهد بود. به لطف چنین شناسایی، هشداری در مورد نیاز به نگهداری در پایان پرواز دریافت می شود. FADEC ACS حاوی یک برد الکترونیکی اضافی به نام هیئت شخصی است. ویژگی های متمایز آن یک گذرگاه داده است که با استاندارد جدید ایرباس (AFDX) و عملکردهای جدید (کنترل سرعت بیش از حد، کنترل کشش و غیره) مطابقت دارد. بعلاوه، برد جدید ارتباط را با دستگاه اندازه‌گیری ارتعاش، VMU (واحد اندازه‌گیری ارتعاش)، و سیستم محرک الکترومکانیکی دستگاه معکوس‌کننده رانش، ETRAS (سیستم فعال‌سازی رانش الکترومکانیکی) گسترش می‌دهد.

2. دیاگرام دینامیک گاز موتورهای توربین گاز

الزامات پیچیده برای شرایط عملیاتی هواپیماهای چند حالته مافوق صوت به بهترین وجه توسط موتورهای توربوجت (TRJ) و موتورهای توربوجت بای پس (TRDE) برآورده می شود. وجه مشترک این موتورها ماهیت تشکیل انرژی آزاد است، تفاوت در ماهیت استفاده از آن است.

در یک موتور تک مدار (شکل 4)، انرژی آزاد موجود برای سیال عامل پشت توربین مستقیماً به انرژی جنبشی جت خروجی تبدیل می شود. در یک موتور دو مداره، تنها بخشی از انرژی آزاد به انرژی جنبشی جت خروجی تبدیل می شود. بخش باقی مانده از انرژی آزاد به افزایش انرژی جنبشی جرم اضافی هوا می رود. انرژی توسط یک توربین و یک فن به توده هوای اضافی منتقل می شود.

استفاده از بخشی از انرژی آزاد برای تسریع توده هوای اضافی در مقادیر مشخصی از پارامترهای فرآیند عملیاتی و در نتیجه در مصرف سوخت ساعتی مشخص، افزایش نیروی رانش موتور و کاهش مصرف سوخت خاص را ممکن می‌سازد.

اجازه دهید نرخ جریان هوای موتور توربوجت، نرخ جریان گاز باشد. در موتورهای دو مداره، جریان هوا در مدار داخلی مانند موتورهای تک مداره است و سرعت جریان گاز نیز یکسان است. در کانتور بیرونی، به ترتیب، و (نگاه کنید به شکل 4).

فرض می‌کنیم که نرخ جریان هوا و نرخ جریان گاز یک موتور تک مدار که سطح انرژی آزاد را مشخص می‌کند، در هر مقدار سرعت پرواز مقادیر مشخصی دارند.

شرایط تعادل جریان قدرت در موتورهای توربوجت و موتورهای توربوفن در صورت عدم تلفات در عناصر مسیر گاز-هوا، تضمین افزایش انرژی جنبشی جرم اضافی هوا، می تواند با عبارات نشان داده شود.

برنج. 4. موتورهای دو مداره و تک مدار با یک مدار توربوشارژر

(1)

(2)

در توضیح آخرین عبارت، متذکر می شویم که بخشی از انرژی آزاد که به مدار خارجی منتقل می شود، انرژی جریان را از سطحی که جریان ورودی به سطح دارد، افزایش می دهد.

با معادل کردن سمت راست عبارات (1) و (2) با در نظر گرفتن نماد، به دست می آوریم

, . (3)

نیروی رانش یک موتور دو مدار توسط عبارت تعیین می شود

(4)

اگر عبارت (3) به طور نسبی حل شود و نتیجه با عبارت (4) جایگزین شود، به دست می آوریم

. (5)

ماکزیمم رانش موتور برای مقادیر داده شده و t بدست می آید که از حل معادله به شرح زیر است.

عبارت (5) at شکل می گیرد

(6)

ساده ترین عبارت برای رانش موتور زمانی است

این عبارت نشان می دهد که افزایش نسبت بای پس منجر به افزایش یکنواخت در رانش موتور می شود. و به طور خاص، می توان دید که انتقال از یک موتور تک مدار (t = 0) به یک موتور دو مداره با t = 3 با دو برابر شدن نیروی رانش همراه است. و از آنجایی که مصرف سوخت در ژنراتور گاز بدون تغییر باقی می ماند، مصرف سوخت ویژه نیز به نصف کاهش می یابد. اما نیروی رانش ویژه موتورهای دو مداره کمتر از موتورهای تک مداره است. در V = 0، رانش خاص توسط عبارت تعیین می شود

که نشان می دهد با افزایش t، رانش ویژه کاهش می یابد.

یکی از نشانه های تفاوت در مدارهای موتورهای دو مداره، ماهیت اندرکنش جریان های مدارهای داخلی و خارجی است.

موتور دو مداره ای که در آن جریان گاز مدار داخلی با جریان هوای پشت فن - جریان مدار خارجی - مخلوط می شود، موتور جریان مخلوط دو مداره نامیده می شود.

موتور دو مداره ای که در آن جریان های مشخص شده به طور جداگانه از موتور خارج می شود، موتور دو مداره با مدارهای جداگانه نامیده می شود.

2.1 ویژگی های دینامیکی گاز موتورهای توربین گاز

پارامترهای خروجی موتور - رانش P، ​​رانش خاص Psp و مصرف سوخت خاص Csp - کاملاً توسط پارامترهای فرآیند عملکرد آن تعیین می شود که برای هر نوع موتور بستگی خاصی به شرایط پرواز و پارامتر تعیین کننده دارد. حالت کار موتور

پارامترهای فرآیند کار عبارتند از: دمای هوا در ورودی موتور T در *، درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور، نسبت بای پس t، دمای گاز در جلوی توربین، سرعت جریان در مشخصه بخش هایی از مسیر گاز-هوا، کارایی عناصر جداگانه آن و غیره.

شرایط پرواز با دما و فشار جریان دست نخورده Tn و Pn و همچنین سرعت V (یا کاهش سرعت ln یا عدد ماخ) پرواز مشخص می شود.

پارامترهای T n و V (M یا l n) که شرایط پرواز را مشخص می کنند، پارامتر فرآیند عملکرد موتور T را در * تعیین می کنند.

نیروی رانش مورد نیاز موتور نصب شده بر روی هواپیما با توجه به ویژگی های بدنه هواپیما، شرایط و ماهیت پرواز تعیین می شود. بنابراین، در پرواز ثابت افقی، رانش موتور باید دقیقاً برابر با کشش آیرودینامیکی هواپیما P = Q باشد. هنگام شتاب گرفتن در یک صفحه افقی و با صعود، رانش باید از مقاومت فراتر رود

و هر چه شتاب و زاویه صعود مورد نیاز بیشتر باشد، رانش مورد نیاز بیشتر می شود. نیروی رانش مورد نیاز نیز با افزایش اضافه بار (یا زاویه رول) هنگام چرخش افزایش می یابد.

محدودیت های رانش با حداکثر حالت کار موتور فراهم می شود. رانش و مصرف سوخت ویژه در این حالت به ارتفاع و سرعت پرواز بستگی دارد و معمولاً با شرایط حداکثر قدرت پارامترهای فرآیند عملیاتی مانند دمای گاز جلوی توربین، سرعت روتور موتور و دمای گاز در پس سوز مطابقت دارد.

حالت های کارکرد موتور که در آنها نیروی رانش کمتر از حداکثر است، حالت دریچه گاز نامیده می شود. دریچه گاز موتور - کاهش نیروی رانش با کاهش حرارت ورودی به دست می آید.

ویژگی های دینامیکی گاز یک موتور توربین گاز با مقادیر پارامترهای طراحی، ویژگی های عناصر و برنامه کنترل موتور تعیین می شود.

با پارامترهای طراحی موتور، پارامترهای اصلی فرآیند عملیاتی را در حالت های حداکثر در دمای هوا در ورودی موتور =، تعیین شده برای یک موتور معین، درک خواهیم کرد.

عناصر اصلی مسیر گاز-هوا در طرح های مختلف موتور عبارتند از کمپرسور، محفظه احتراق، توربین و نازل خروجی.

مشخصات کمپرسور (مراحل کمپرسور) (شکل 5) تعیین می شود

برنج. 5. مشخصات کمپرسور: a-a - حد پایداری. c-c - خط خاموش در خروجی کمپرسور. s-s - خط حالت های عملیاتی

وابستگی درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور به چگالی جریان نسبی در ورودی کمپرسور و کاهش سرعت چرخش روتور کمپرسور و همچنین وابستگی راندمان به درجه افزایش فشار کل هوا و فرکانس کاهش یافته روتور کمپرسور:

. (7)

نرخ جریان هوا کاهش یافته به چگالی جریان نسبی q(lv) با بیان مربوط است

(8)

جایی که مساحت قسمت جریان بخش ورودی کمپرسور است، نشان دهنده مقدار جریان هوا در شرایط جوی استاندارد روی زمین = 288 K، = 101325 N/m 2 است. بر حسب اندازه. نرخ جریان هوا در مقادیر شناخته شده فشار کل و دمای ترمز T* با فرمول محاسبه می شود

(9)

توالی نقاط عملیاتی که توسط شرایط عملکرد مشترک عناصر موتور در حالت های مختلف عملکرد حالت پایدار تعیین می شود، خطی از حالت های عملکرد را تشکیل می دهد. یک ویژگی مهم عملیاتی موتور، حاشیه پایداری کمپرسور در نقاطی از خط حالت های عملکرد است که با عبارت تعیین می شود

(10)

شاخص "g" مربوط به پارامترهای مرز عملکرد پایدار کمپرسور در همان مقدار n pr در نقطه خط حالت های عملکرد است.

محفظه احتراق با ضریب کامل احتراق سوخت و ضریب فشار کل مشخص می شود.

فشار کل گاز در محفظه احتراق به دلیل وجود تلفات هیدرولیکی که با ضریب فشار کل g مشخص می شود و تلفات ناشی از تامین گرما کاهش می یابد. دومی با یک ضریب مشخص می شود. کل افت فشار کل توسط محصول تعیین می شود

. (11)

هم تلفات هیدرولیکی و هم تلفات ناشی از گرمای ورودی با افزایش سرعت جریان در ورودی محفظه احتراق افزایش می یابد. از دست دادن فشار جریان کل ناشی از تامین گرما نیز با افزایش درجه حرارت گاز افزایش می یابد که با نسبت مقادیر دمای جریان در خروجی از محفظه احتراق و در ورودی آن تعیین می شود.

/.

افزایش درجه حرارت و سرعت جریان در ورودی محفظه احتراق با افزایش سرعت گاز در انتهای محفظه احتراق همراه است و اگر سرعت گاز به سرعت صوت نزدیک شود، "قفل شدن" دینامیک گاز است. از کانال رخ می دهد. با "قفل کردن" کانال دینامیک گاز، افزایش بیشتر دمای گاز بدون کاهش سرعت در ورودی محفظه احتراق غیرممکن می شود.

مشخصات توربین با وابستگی چگالی جریان نسبی در بخش بحرانی دستگاه نازل مرحله اول q(l s a) و بازده توربین بر میزان کاهش فشار کل گاز در توربین تعیین می شود. کاهش سرعت چرخشی روتور توربین و سطح مقطع بحرانی دستگاه نازل مرحله اول:

نازل های جت با دامنه تغییرات در قسمت های بحرانی و خروجی و ضریب سرعت مشخص می شوند.

پارامترهای خروجی موتور نیز به طور قابل توجهی تحت تأثیر ویژگی های ورودی هوا است که عنصری از نیروگاه هواپیما است. مشخصه ورودی هوا با ضریب فشار کل نشان داده می شود

فشار کل جریان هوای دست نخورده کجاست. - فشار کل جریان هوا در ورودی کمپرسور.

بنابراین هر نوع موتور دارای ابعاد مشخصی از بخش های مشخصه و ویژگی های عناصر خود است. علاوه بر این، موتور دارای تعداد معینی از عوامل کنترلی و محدودیت در مقادیر پارامترهای فرآیند عملیاتی آن است. اگر تعداد فاکتورهای کنترلی بیشتر از یک باشد، در اصل شرایط پرواز و حالت های عملیاتی خاص می توانند با محدوده محدودی از مقادیر پارامترهای فرآیند عملیاتی مطابقت داشته باشند. از کل محدوده مقادیر ممکن پارامترهای فرآیند عملیاتی، تنها یک ترکیب از پارامترها مناسب خواهد بود: در حالت حداکثر، آن ترکیبی که حداکثر رانش را فراهم می کند، و در حالت دریچه گاز، که حداقل مصرف سوخت را در مقدار رانش فراهم می کند. این حالت را تعیین می کند. لازم به یادآوری است که تعداد پارامترهای کنترل شده مستقل فرآیند کار - پارامترهایی که بر اساس شاخص های کمی که فرآیند کار موتور کنترل می شود (یا به طور خلاصه - کنترل موتور) برابر با تعداد موتور است. عوامل کنترلی و مقادیر مشخصی از این پارامترها با مقادیر خاصی از پارامترهای باقی مانده مطابقت دارد.

وابستگی پارامترهای کنترل شده به شرایط پرواز و حالت کار موتور توسط برنامه کنترل موتور تعیین می شود و توسط سیستم کنترل خودکار (ACS) تضمین می شود.

شرایط پروازی که بر عملکرد موتور تأثیر می‌گذارد، به طور کامل توسط یک پارامتر مشخص می‌شود، که آن هم پارامتری از فرآیند کار موتور است. بنابراین، برنامه کنترل موتور به عنوان وابستگی پارامترهای کنترل شده فرآیند کار یا وضعیت عناصر کنترل شده موتور به دمای رکود هوا در ورودی موتور و یکی از پارامترهایی که حالت کار را تعیین می کند درک می شود. - دمای گاز جلوی توربین، سرعت روتور یکی از مراحل یا رانش موتور P.

2.2 کنترل موتور

یک موتور با هندسه ثابت تنها یک عامل کنترل کننده دارد - مقدار گرمای ورودی.

برنج. 6. خط حالت های کار بر روی مشخصه کمپرسور

پارامترها یا می توانند به عنوان یک پارامتر کنترل شده به طور مستقیم توسط مقدار گرمای ورودی تعیین شوند. اما، از آنجایی که پارامتر مستقل است، به عنوان یک پارامتر کنترل شده می توان با پارامترها و کاهش سرعت چرخش مرتبط شد.

علاوه بر این، در محدوده‌های مختلف مقادیر، پارامترهای مختلفی می‌توانند به عنوان یک پارامتر کنترل‌شده استفاده شوند.

تفاوت در برنامه های احتمالی کنترل موتور با هندسه ثابت به دلیل تفاوت در مقادیر پارامتر مجاز و در حالت های حداکثر است.

اگر زمانی که دمای هوا در ورودی موتور تغییر می کند، نیاز داشته باشیم که دمای گاز جلوی توربین در حداکثر شرایط تغییر نکند، برنامه کنترلی خواهیم داشت. دمای نسبی مطابق با عبارت تغییر خواهد کرد.

در شکل شکل 6 نشان می دهد که هر مقدار در امتداد خط حالت های عملیاتی با مقادیر خاصی از پارامترها و. (شکل 6) همچنین نشان می دهد که وقتی< 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.

برای اطمینان از عملکرد در = 1، لازم است که دمای نسبی = 1 باشد، که مطابق با عبارت است

ارسال شده در http://www.allbest.ru/

معادل شرط است. بنابراین، با کاهش در زیر، مقدار باید کاهش یابد. بر اساس عبارت (12)، سرعت چرخش نیز کاهش خواهد یافت. پارامترها با مقادیر محاسبه شده مطابقت دارند.

در منطقه تحت شرط = const، مقدار پارامتر هنگام افزایش می تواند به روش های مختلفی تغییر کند - می تواند افزایش یابد، کاهش یابد یا بدون تغییر باقی بماند، که بستگی به درجه محاسبه شده دارد.

افزایش فشار کل هوا در کمپرسور و ماهیت کنترل کمپرسور. هنگامی که برنامه = const با افزایش آن منجر به افزایش می شود و به دلیل شرایط استحکام، افزایش سرعت چرخش غیرقابل قبول است، از برنامه استفاده می شود که با افزایش دمای گاز در جلوی توربین، به طور طبیعی کاهش می یابد این موارد

حمام این پارامترها به عنوان یک سیگنال کنترل در سیستم کنترل خودکار موتور هنگام ارائه برنامه ها عمل می کند. هنگام ارائه یک برنامه = const، سیگنال کنترل می تواند یک مقدار -- یا یک مقدار کوچکتر باشد که در = const و = const مطابق با عبارت

استفاده از مقدار به عنوان یک سیگنال کنترلی ممکن است به دلیل محدودیت دمای عملیاتی عناصر حساس ترموکوپل باشد.

برای اطمینان از برنامه کنترل = const، می توانید از کنترل برنامه بر اساس پارامتر نیز استفاده کنید که مقدار آن تابعی از (شکل 7) خواهد بود.

برنامه های کنترلی در نظر گرفته شده به طور کلی ترکیب شده اند. هنگامی که موتور در حالت های مشابه کار می کند، که در آن تمام پارامترهای تعیین شده توسط مقادیر نسبی بدون تغییر هستند. این مقادیر کاهش سرعت جریان در تمام بخش‌های بخش جریان موتور توربین گاز، دمای کاهش یافته و درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور است. مقداری که مقادیر محاسبه شده با آن مطابقت دارد و دو شرط برنامه کنترل را از هم جدا می کند، در بسیاری از موارد مطابق با شرایط جوی استاندارد در زمین = 288 K است. اما بسته به هدف موتور، مقدار می تواند کم یا بیش.

برای موتورهای هواپیماهای زیر صوت در ارتفاع بالا، ممکن است توصیه شود< 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
دما 1.18 = و موتور در حالت حداکثر خواهد بود
کار در< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(منحنی 1، شکل 7) نسبت به موتور c (منحنی 0).

برای موتوری که برای هواپیماهای پرسرعت در ارتفاع بالا در نظر گرفته شده است، ممکن است توصیه شود (منحنی 2). سرعت جریان هوا و درجه افزایش فشار کل هوا در کمپرسور برای چنین موتوری در > 288 کلوین بیشتر از موتور با 288 K = است اما دمای گاز قبل از

برنج. 7. وابستگی پارامترهای اصلی فرآیند کار موتور: الف - با هندسه ثابت به دمای هوا در ورودی کمپرسور، ب - با هندسه ثابت به دمای هوای طراحی

توربین در این مورد در مقادیر بالاتر و بر این اساس در اعداد ماخ پرواز به حداکثر مقدار خود می رسد. بنابراین، برای یک موتور با = 288 کلوین، حداکثر دمای گاز مجاز در جلوی توربین نزدیک زمین می تواند در M باشد؟ 0، و در ارتفاعات H؟ 11 کیلومتر - در M? 1.286. اگر موتور در حالت های مشابه کار کند، به عنوان مثال تا = 328 کلوین، آنگاه حداکثر دمای گاز در جلوی توربین نزدیک زمین در M خواهد بود؟ 0.8 و در ارتفاعات H؟ 11 کیلومتر - در M? 1.6; در حالت برخاستن دمای گاز = 288/328 خواهد بود

برای کارکرد تا 328 کلوین، سرعت چرخش باید 07/1 برابر نسبت به برخاستن افزایش یابد.

انتخاب > 288 K همچنین ممکن است به دلیل نیاز به حفظ نیروی رانش لازم برای برخاستن در دمای هوای بالا باشد.

بنابراین، افزایش جریان هوا در > با افزایش با افزایش سرعت روتور موتور و کاهش رانش خاص در هنگام برخاستن به دلیل کاهش تضمین می شود.

همانطور که مشاهده می شود، مقدار تأثیر بسزایی بر پارامترهای فرآیند کارکرد موتور و پارامترهای خروجی آن دارد و به همراه آن، پارامتر محاسبه شده موتور است.

3. سیستم های کنترل سوخت

3.1 تنظیم کننده جریان سوخت اصلی و تنظیم کننده های الکترونیکی

3.1.1 تنظیم کننده جریان سوخت اصلی

تنظیم کننده اصلی جریان سوخت یک واحد موتور محرک است که به صورت مکانیکی، هیدرولیکی، الکتریکی یا پنوماتیکی در ترکیبات مختلف کنترل می شود. هدف سیستم مدیریت سوخت حفظ نسبت هوا به سوخت به سوخت - سیستم های هوا بر حسب وزن در ناحیه احتراق تقریباً 15:1 است. این نسبت نشان دهنده نسبت وزن هوای اولیه وارد شده به محفظه احتراق به وزن سوخت است. گاهی اوقات از نسبت سوخت به هوا 0.067:1 استفاده می شود. همه سوخت ها برای احتراق کامل به مقدار معینی هوا نیاز دارند، یعنی. یک مخلوط غنی یا بدون چربی می سوزد، اما نه به طور کامل. نسبت ایده آل هوا به سوخت جت 15:1 است و مخلوط استوکیومتری (از نظر شیمیایی صحیح) نامیده می شود. یافتن نسبت هوا به سوخت 60:1 بسیار رایج است. هنگامی که این اتفاق می افتد، نویسنده نسبت هوا به سوخت را بر اساس نرخ جریان هوای کل به جای جریان اولیه هوای ورودی به محفظه احتراق نشان می دهد. اگر جریان اولیه 25 درصد کل جریان هوا باشد، نسبت 15:1 25 درصد نسبت 60:1 است. در موتورهای توربین گازی هوانوردی، انتقال از یک مخلوط غنی به یک مخلوط بدون چربی با نسبت 10:1 در هنگام شتاب و 22:1 در هنگام کاهش سرعت وجود دارد. اگر موتور 25 درصد از کل هوای مصرفی منطقه احتراق را مصرف کند، نسبت ها به صورت زیر خواهد بود: 48:1 در هنگام شتاب گیری و 80:1 در هنگام کاهش سرعت.

هنگامی که خلبان اهرم کنترل سوخت (دریچه گاز) را به جلو می برد، مصرف سوخت افزایش می یابد. افزایش مصرف سوخت مستلزم افزایش مصرف گاز در محفظه احتراق است که به نوبه خود سطح قدرت موتور را افزایش می دهد. در موتورهای توربوفن و موتورهای توربوفن این امر باعث افزایش رانش می شود. در موتورهای توربوپراپ و توربوشفت، این امر مستلزم افزایش قدرت خروجی شفت محرک خواهد بود. با افزایش گام پروانه (زاویه پره های آن) سرعت چرخش پروانه یا افزایش می یابد یا بدون تغییر باقی می ماند. در شکل 8. نموداری از نسبت اجزای سیستم های سوخت-هوا برای یک موتور توربین گازی معمولی هوانوردی ارائه شده است. نمودار نسبت هوا به سوخت و سرعت روتور فشار بالا را نشان می دهد که توسط دستگاه کنترل جریان سوخت با استفاده از وزنه های گریز از مرکز، کنترل کننده سرعت روتور فشار بالا درک می شود.

برنج. 8. نمودار عملیاتی سوخت - هوا

در حالت بیکار، 20 قسمت از هوای مخلوط در خط حالت استاتیک (پایدار) و 15 قسمت در محدوده 90 تا 100 درصد سرعت روتور فشار بالا قرار دارند.

با فرسوده شدن عمر موتور، نسبت هوا به سوخت 15:1 با کاهش (تخریب) راندمان فرآیند فشرده سازی هوا تغییر می کند. اما برای موتور مهم است که درجه افزایش فشار مورد نیاز باقی بماند و اختلالات جریان رخ ندهد. هنگامی که درجه افزایش فشار به دلیل فرسودگی موتور، آلودگی یا آسیب شروع به کاهش می کند، به منظور بازگرداندن مقدار نرمال مورد نیاز، حالت کار، مصرف سوخت و سرعت محور کمپرسور افزایش می یابد. در نتیجه، مخلوط غنی تری در محفظه احتراق به دست می آید. در صورت نزدیک شدن دما به حد مجاز، پرسنل تعمیر و نگهداری می توانند بعداً تمیز کردن، تعمیرات یا تعویض کمپرسور یا توربین مورد نیاز را انجام دهند (همه موتورها محدودیت های دمایی خاص خود را دارند).

برای موتورهای دارای کمپرسور تک مرحله ای، تنظیم کننده اصلی جریان سوخت از روتور کمپرسور از طریق جعبه محرک هدایت می شود. برای موتورهای دو و سه مرحله ای، درایو تنظیم کننده جریان سوخت اصلی از یک کمپرسور فشار بالا سازماندهی می شود.

3.1.2 تنظیم کننده های الکترونیکی

برای کنترل خودکار نسبت هوا به سوخت، سیگنال های زیادی به سیستم مدیریت موتور ارسال می شود. تعداد این سیگنال ها به نوع موتور و وجود سیستم های کنترل الکترونیکی در طراحی آن بستگی دارد. موتورهای آخرین نسل دارای تنظیم کننده های الکترونیکی هستند که تعداد بسیار بیشتری از پارامترهای موتور و هواپیما را نسبت به دستگاه های هیدرومکانیکی موتورهای نسل های قبلی درک می کنند.

در زیر لیستی از رایج ترین سیگنال های ارسال شده به سیستم کنترل هیدرومکانیکی موتور آورده شده است:

1. سرعت روتور موتور (N c) - مستقیماً از جعبه محرک از طریق یک تنظیم کننده سوخت گریز از مرکز به سیستم کنترل موتور منتقل می شود. برای دوز کردن سوخت، هم در شرایط کارکرد ثابت موتور و هم در هنگام شتاب/کاهش سرعت (زمان شتاب بیشتر موتورهای توربین گازی هواپیما از حالت بیکار تا حداکثر 5...10 ثانیه) استفاده می شود.

2. فشار ورودی موتور (p t 2) - یک سیگنال فشار کل که از یک سنسور نصب شده در ورودی موتور به دم کنترل سوخت منتقل می شود. این پارامتر برای انتقال اطلاعات در مورد سرعت و ارتفاع هواپیما با تغییر شرایط محیطی ورودی موتور استفاده می شود.

3. فشار در خروجی کمپرسور (p s 4) - فشار استاتیکی که به دم سیستم هیدرومکانیکی منتقل می شود. برای در نظر گرفتن جریان جرمی هوا در خروجی کمپرسور استفاده می شود.

4. فشار در محفظه احتراق (p b) - یک سیگنال فشار استاتیک برای سیستم کنترل مصرف سوخت یک رابطه مستقیم بین فشار در محفظه احتراق و وزن جریان هوا در یک نقطه معین در موتور استفاده می شود. اگر فشار محفظه احتراق 10 درصد افزایش یابد، جریان جرم هوا 10 درصد افزایش می یابد و دم اتاق احتراق یک افزایش 10 درصدی در جریان سوخت را برنامه ریزی می کند تا نسبت هوا به سوخت صحیح را حفظ کند. پاسخ سریع به این سیگنال به شما امکان می دهد از وقفه در جریان، شعله و بیش از حد دما جلوگیری کنید.

5. دمای ورودی (t t 2) - سیگنال دمای کل در ورودی موتور برای سیستم کنترل مصرف سوخت. سنسور دما با استفاده از لوله هایی که بسته به دمای هوای ورودی به موتور منبسط و منقبض می شوند به سیستم مدیریت سوخت متصل می شود. این سیگنال اطلاعات مربوط به مقدار چگالی هوا را به سیستم مدیریت موتور ارائه می دهد که بر اساس آن می توان یک برنامه دوز سوخت تنظیم کرد.

3.2 طرح کنترل مصرف سوخت ساده (دستگاه هیدرومکانیکی)

در شکل شکل 9 نمودار ساده شده ای از سیستم کنترل یک موتور توربین گازی هوانوردی را نشان می دهد. سوخت را طبق اصل زیر دوز می کند:

قسمت اندازه گیری: حرکت اهرم قطع سوخت (10) قبل از چرخه استارت، سوپاپ قطع را باز می کند و اجازه می دهد سوخت وارد موتور شود (شکل 9.). اهرم قطع کننده مورد نیاز است زیرا حداقل محدود کننده جریان (11) از بسته شدن کامل شیر کنترل اصلی جلوگیری می کند. این راه حل طراحی در صورت شکستن فنر تنظیم رگولاتور یا تنظیم نادرست درپوش بیکار ضروری است. موقعیت کامل دریچه گاز در عقب با موقعیت MG در کنار دریچه MG مطابقت دارد. این باعث می شود که دریچه گاز به عنوان یک اهرم قطع کننده عمل نکند. همانطور که در شکل نشان داده شده است، اهرم قطع نیز تضمین می کند که فشار عملیاتی در سیستم مدیریت سوخت در طول چرخه استارت به درستی افزایش می یابد. این برای اطمینان از اینکه سوخت با دوز درشت قبل از زمان تخمین زده شده وارد موتور نمی شود، ضروری است.

سوخت از سیستم تامین فشار پمپ سوخت اصلی (8) به سوپاپ دریچه گاز (سوزن اندازه گیری) (4) هدایت می شود. با عبور سوخت از دهانه ایجاد شده توسط مخروط سوپاپ، فشار شروع به کاهش می کند. سوخت در راه از دریچه گاز به انژکتورها دوز در نظر گرفته می شود. در این مورد، سوخت بر اساس وزن، و نه حجم، دوز می شود. ارزش حرارتی (مقدار حرارتی جرمی) یک واحد جرم سوخت یک مقدار ثابت است، با وجود دمای سوخت، در حالی که ارزش حرارتی در واحد حجم نیست. اکنون سوخت با دوز صحیح وارد محفظه احتراق می شود.

اصل دوز کردن سوخت بر حسب وزن از نظر ریاضی به شرح زیر توجیه می شود:

برنج. 9. نمودار یک تنظیم کننده سوخت هیدرومکانیکی

که در آن: - وزن سوخت مصرفی، کیلوگرم بر ثانیه؛

ضریب مصرف سوخت؛

منطقه جریان شیر توزیع اصلی؛

افت فشار در سراسر دهانه

در شرایطی که تنها به یک موتور برای کار کردن نیاز است و یک عبور سوپاپ کنترل کافی است، تغییری در فرمول ایجاد نخواهد شد زیرا افت فشار ثابت می ماند. اما موتورهای هواپیما باید حالت های عملیاتی خود را تغییر دهند.

با تغییر مداوم مصرف سوخت، افت فشار در سرسوزن اندازه گیری بدون تغییر باقی می ماند، علی رغم اندازه منطقه جریان. با هدایت سوخت اندازه گیری شده به فنر دیافراگمی یک دریچه گاز کنترل شده هیدرولیکی، افت فشار همیشه به مقدار کشش فنر باز می گردد. از آنجایی که کشش فنر ثابت است، افت فشار در بخش جریان نیز ثابت خواهد بود.

برای درک بهتر این مفهوم، فرض کنید که پمپ سوخت همیشه سوخت اضافی را به سیستم می‌رساند و شیر کاهش فشار به طور مداوم سوخت اضافی را به ورودی پمپ برمی‌گرداند.

مثال: فشار سوخت بدون اندازه گیری 350 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. فشار سوخت اندازه گیری شده 295 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. مقدار کشش فنر 56 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. در این حالت فشار دو طرف دیافراگم شیر کاهنده فشار 350 کیلوگرم بر سانتی متر مربع است. دریچه گاز در حالت تعادل خواهد بود و سوخت اضافی را در ورودی پمپ دور می زند.

اگر خلبان دریچه گاز را به جلو حرکت دهد، باز شدن دریچه دریچه گاز و همچنین جریان سوخت اندازه گیری شده افزایش می یابد. بیایید تصور کنیم که فشار سوخت دوز شده به 300 کیلوگرم بر سانتی متر مربع افزایش یافته است. این باعث افزایش کلی فشار به 360 کیلوگرم بر سانتی متر مربع شد. در دو طرف دیافراگم شیر، دریچه را مجبور به بسته شدن می کند. کاهش مقدار سوخت دور زدن، افزایش فشار سوخت بدون اندازه گیری را در حال حاضر برای سطح مقطع جدید 56 کیلوگرم بر سانتی متر مربع به همراه خواهد داشت. دوباره نصب نخواهد شد این اتفاق می افتد زیرا افزایش سرعت چرخش باعث افزایش جریان سوخت از طریق پمپ می شود. همانطور که قبلا ذکر شد، فشار دیفرانسیل DP همیشه با سفت شدن فنر دریچه کاهنده فشار زمانی که تعادل در سیستم حاصل می شود مطابقت دارد.

اسناد مشابه

هدف و اصل کارکرد توربین بخار و موتورهای توربین گاز. تجربه در کار با کشتی با واحدهای توربین گاز. معرفی موتورهای توربین گازی به صنایع مختلف و حمل و نقل. تولید موتور توربوجت با پس سوز، نمودار اتصال آن.

ارائه، اضافه شده در 2015/03/19


تنظیم سیستم های کنترل اتوماتیک سیستم های کنترل فرآیند خودکار سیستم های کنترل اتوماتیک و دزدگیر. سیستم های حفاظتی خودکار طبقه بندی سیستم های اتوماتیک بر اساس معیارهای مختلف.

چکیده، اضافه شده در 04/07/2012


مشخصات فنیو حالت های تست موتور مشخصات میزهای تست موتورهای توربین گازی هواپیما. انتخاب و توجیه نوع و طراحی جعبه تست، محاسبه آیرودینامیکی آن. محاسبه حرارتی موتور

پایان نامه، اضافه شده در 12/05/2010


ویژگی های خدمات اندازه گیری Belozerny GPK LLC، اصول اساسی سازمان آن. پشتیبانی مترولوژیک برای آزمایش موتورهای توربین گاز، اهداف و اهداف آنها، ابزارهای اندازه گیری. روش برای اندازه گیری تعدادی از پارامترهای عملکرد موتور توربین گاز.

پایان نامه، اضافه شده در 2011/04/29


مشخصات کلی و بررسی فرآیندهای گذرا سیستم های کنترل اتوماتیک. بررسی شاخص های پایداری سیستم های خطی ACS. تعیین مشخصات فرکانس سیستم های کنترل اتوماتیک و ساخت مدل های الکتریکی پیوندهای دینامیکی.

دوره سخنرانی ها، اضافه شده در 2012/06/12


اهداف استفاده سیستم های تطبیقیکنترل خودکار، طبقه بندی آنها. اصول ساخت سیستم های خودتنظیم جستجو و غیرجستجو. پارامترهای عملیاتی سیستم های خود نوسان رله و سیستم های تطبیقی ​​با ساختار متغیر.

کار دوره، اضافه شده در 2013/05/07


توسعه فرآیند تکنولوژیکیساخت یک قطعه از نوع "فلنج" از یک آلیاژ مبتنی بر نیکل مقاوم در برابر حرارت و مقاوم در برابر حرارت در شرایط تولید انبوه. در محفظه های کمپرسور و پس سوز موتورهای توربین گازی مدرن استفاده می شود.

پایان نامه، اضافه شده در 2009/04/28


استخراج معادله دیفرانسیل سوزن دریچه گاز. ساخت نمودار و مفهوم توابع انتقال یک سیستم برای تنظیم خودکار افت فشار سوخت روی دریچه گاز. بررسی پایداری ACS با استفاده از معیارهای Nyquist و Routh-Hurwitz.

کار دوره، اضافه شده در 2012/09/18


محاسبه سیستم های کنترل خودکار خطی. پایداری و معیارهای آن محاسبه و ساخت مشخصات فرکانس لگاریتمی سیستم تنظیم شده و تجزیه و تحلیل پایداری آن. تعیین شاخص های زمان و فرکانس کیفیت سیستم.

کار دوره، اضافه شده 05/03/2014


مطالعه تاثیر قوانین مدلکنترل (P، PI، PID) بر کیفیت عملکرد سیستم های اتوماتیک. پارامترهای دستگاه های اصلاح مدارهای تنظیم کننده و قرائت اسیلوسکوپ. تغییر میزان بیش از حد و زمان فرآیند انتقال.