자체 추진 가스 터빈 엔진의 전자 조절기 테스트. 자동 제어 대상인 가스터빈 엔진 기존 가스터빈 엔진 자동 제어 시스템 검토

기존 약어

AC - 자동 시스템

AD - 항공기 엔진

VZ - 공기 흡입구

VNA - 입력 가이드 베인

VS-항공기

VD - 고압

GDU - 가스 역학적 안정성

GTE - 가스 터빈 엔진

DI - 투여 바늘

HPC - 고압 압축기

LPC - 저압 압축기

NA - 가이드 베인

ND - 저압

스러스트 레버 - 엔진 제어 레버

SAU - 시스템 자동 제어

SU - 발전소

TVD - 터보프롭 엔진; 고압 터빈

LPT - 저압 터빈

터보팬 - 이중 회로 터보제트 엔진

TRDDF - 애프터버너가 장착된 이중 회로 터보제트 엔진

TO - 기술 유지 보수

CPU - 중앙 처리 장치

ACU - 액추에이터 제어 장치 - 구동 제어 장치

AFDX - 데이터 버스 형식

ARINC 429 - 디지털 버스 데이터 형식

DEC/DECU - 디지털 전자 제어 장치 - 디지털 엔진 제어 장치

EEC - 전자 엔진 제어 - 시스템 장치 전자 제어엔진; 전자 레귤레이터

EMU - 엔진 모니터링 장치 - 엔진 제어 장치

EOSU - 전자 과속 방지 장치 - 과속 방지 엔진 보호 모듈

ETRAS - 전기 기계식 추력 반전 작동 시스템 - 전기 기계식 추력 반전 장치 구동 시스템

FADEC - 모든 권한을 가진 디지털 전자 제어 - 전적인 책임이 있는 전자 엔진 제어 시스템

FCU - 연료 제어 장치 - 연료 공급 조절기

FMS - 연료계량부 - 측정부 - 연료계량부 - 연료계량장치

N1 - 저압 로터 속도

N2 - 고압 로터 속도

ODMS - 오일 잔해 자기 센서 - 오일 내 금속 입자를 감지하는 센서

SAV - 스타터 에어 밸브 - 스타터 에어 밸브

VMU - 진동 측정 장치 - 진동 측정 장치

소개

항공기 가스 터빈 엔진의 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

2 FADEC 유형의 자동 엔진 제어 시스템 작동 중에 발생하는 문제

가스 터빈 엔진의 가스 동적 회로

1 가스터빈엔진의 가스동적 특성

2 엔진 제어

연료 관리 시스템

1 주 연료 흐름 조절기

2 단순화된 연료 관리 다이어그램

3 수압식 연료 제어 시스템, PT6 터보프롭

4 Bendix DP-L2 연료 관리 시스템

5 전자 연료 공급 프로그래밍 시스템

6 전력 제어 및 연료 프로그래밍(CFM56-7B)

7 APU 연료 관리 시스템

8 연료 관리 시스템 설정

자동 제어 시스템

1 주요 부분

2 설명 및 작동

3 연료 관리 시스템

4 연료 소비량 표시 시스템

사용된 문헌 목록

소개

60년의 개발 기간 동안 가스 터빈 엔진(GTE)은 현대 항공기의 주요 엔진 유형이 되었습니다. 민간 항공. 가스 터빈 엔진은 복잡한 장치의 전형적인 예이며, 그 부품은 조건 하에서 오랫동안 작동합니다. 고온그리고 기계적 부하. 특수 자동 제어 시스템(ACS)을 사용하지 않으면 현대 항공기의 항공 가스 터빈 발전소를 매우 효율적이고 안정적으로 작동하는 것이 불가능합니다. 높은 신뢰성과 긴 서비스 수명을 보장하려면 엔진 작동 매개변수를 모니터링하고 관리하는 것이 매우 중요합니다. 따라서 자동 엔진 제어 시스템의 선택이 큰 역할을 합니다.

현재 항공기는 FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)와 같은 최신 자동 제어 시스템을 탑재한 V세대 엔진이 탑재된 전 세계에서 널리 사용되고 있습니다. 유체역학적 자주포는 1세대 항공기 가스 터빈 엔진에 설치되었습니다.

유체 역학 시스템은 차단 밸브(밸브)를 열고 닫아 연소실(CC)로의 연료 공급을 제어하는 가장 간단한 것부터 시작하여 현대적인 수력 전자 시스템에 이르기까지 먼 길을 개발하고 개선해 왔습니다. 모든 주요 제어 기능은 유체역학적 미터를 사용하여 수행됩니다. 결정적인 장치이며 특정 기능(가스 온도 제한, 터보차저 로터 속도 등 제한)을 수행하기 위해서만 전자 조절기가 사용됩니다. 그러나 이제는 이것만으로는 충분하지 않습니다. 비행 안전과 효율성에 대한 높은 요구 사항을 충족하려면 모든 제어 기능이 전자 기술을 통해 수행되는 완전한 전자 시스템을 만드는 것이 필요합니다. 집행 기관유체역학적 또는 공압식일 수 있습니다. 이러한 자주포는 수많은 엔진 매개변수를 모니터링할 수 있을 뿐만 아니라 추세를 모니터링하고 관리할 수도 있습니다. 설치된 프로그램, 엔진을 적절한 작동 모드로 설정하고, 항공기 시스템과 상호 작용하여 달성합니다. 최대 효율성. FADEC 자주포는 이러한 시스템에 속합니다.

항공 가스 터빈 엔진의 자동 제어 시스템의 설계 및 작동에 대한 진지한 연구는 다음과 같습니다. 필요한 조건제어 시스템 및 개별 요소의 기술 상태(진단)에 대한 올바른 평가는 물론 항공기 가스 터빈 발전소의 자동 제어 시스템 전체의 안전한 작동.

1. 항공 GTE의 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

1 자동 제어 시스템의 목적

가스 터빈 엔진 연료 관리

자주포는 다음을 위해 설계되었습니다(그림 1).

엔진 시동 및 정지 제어;

엔진 작동 모드 제어;

정상 상태 및 과도 모드에서 엔진의 압축기 및 연소실(CC)의 안정적인 작동을 보장합니다.

엔진 매개변수가 최대 허용 한계를 초과하는 것을 방지합니다.

항공기 시스템과의 정보 교환 보장;

항공기 제어 시스템의 명령을 기반으로 하는 항공기 발전소의 일부인 통합 엔진 제어;

ACS 요소의 서비스 가능성 제어를 보장합니다.

운영 통제(자동 제어 시스템과 제어 시스템을 결합하여) 엔진 상태를 진단합니다.

엔진 상태에 대한 정보를 준비하고 등록 시스템에 전달합니다.

엔진 시동 및 정지에 대한 제어를 제공합니다. 시작시 자주포는 다음 기능을 수행합니다.

CS, 가이드 베인(VA) 및 공기 바이패스로의 연료 공급을 제어합니다.

시동 장치와 점화 장치를 제어합니다.

서지, 압축기 고장 및 터빈 과열 중에 엔진을 보호합니다.

시동 장치가 최대 회전 속도를 초과하지 않도록 보호합니다.

쌀. 1. 자동 엔진 제어 시스템의 목적

자체 추진 제어 시스템은 조종사의 명령에 따라 또는 제한 매개변수에 도달할 때 자동으로 모든 작동 모드에서 엔진이 꺼지도록 보장하며, 가스 역학적 손실이 발생할 경우 주 압축기로의 연료 공급이 잠시 중단됩니다. 압축기(GDU)의 안정성.

엔진 작동 모드 제어. 지정된 제어 프로그램에 따라 조종사의 명령에 따라 제어가 수행됩니다. 제어 조치는 압축기 스테이션의 연료 소비입니다. 제어 중에는 엔진 흡입구의 공기 매개변수와 엔진 내부 매개변수를 고려하여 지정된 조절 매개변수가 유지됩니다. 다중 결합 제어 시스템에서는 "CS - 항공기" 복합체의 최대 효율성을 보장하기 위해 흐름 부분의 형상을 제어하여 최적의 적응형 제어를 구현할 수도 있습니다.

정상 상태 및 과도 모드에서 압축기 및 엔진 압축기 스테이션의 안정적인 작동을 보장합니다. 압축기 및 압축기의 안정적인 작동을 위해 과도 모드에서 연소실로의 연료 공급 자동 프로그램 제어, 압축기 또는 압축기 뒤의 공기 바이 패스 밸브 제어, 회전 블레이드 BHA 및 HA 설치 각도 제어 압축기의 작업이 수행됩니다. 제어 장치는 압축기(팬, 부스터 단계, 압력 펌프 및 압력 형성)의 충분한 가스 동적 안정성 여유를 갖고 작동 모드 라인의 흐름을 보장합니다. 압축기 GDU 손실 시 매개변수 초과를 방지하기 위해 서지 방지 및 실속 방지 시스템이 사용됩니다.

엔진 매개변수가 최대 허용 한계를 초과하는 것을 방지합니다. 최대 허용 매개변수는 스로틀 및 고도-속도 특성을 충족하기 위한 조건에 의해 제한되는 최대 가능한 엔진 매개변수로 이해됩니다. 최대 허용 매개변수를 사용하는 모드에서 장기간 작동하면 엔진 부품이 파손되어서는 안 됩니다. 엔진 설계에 따라 다음 사항이 자동으로 제한됩니다.

최대 허용 엔진 로터 속도;

압축기 뒤의 최대 허용 공기압;

터빈 뒤의 최대 가스 온도;

터빈 블레이드 재료의 최대 온도;

압축기 스테이션의 최소 및 최대 연료 소비;

시동 장치 터빈의 최대 허용 회전 속도.

샤프트가 파손되어 터빈이 회전하면 연소실의 연료 차단 밸브의 최대 속도로 엔진이 자동으로 꺼집니다. 임계 회전 속도 초과를 감지하는 전자 센서 또는 압축기와 터빈 샤프트의 상호 원주 변위를 감지하고 샤프트가 파손되는 순간을 결정하여 연료 공급을 차단하는 기계 장치를 사용할 수 있습니다. 이 경우 제어 장치는 전자식, 전기 기계식 또는 기계식일 수 있습니다.

ACS의 설계는 ACS의 주 제어 채널에 장애가 발생한 경우 제한 매개변수에 도달했을 때 엔진이 파괴되지 않도록 보호하는 시스템 위 수단을 제공해야 합니다. 임의의 매개변수의 상기 시스템 제한에 대한 최대값에 도달할 때 최대 속도로 CS에서 연료를 차단하라는 명령을 내리는 별도의 장치가 제공될 수 있습니다.

항공기 시스템과의 정보 교환. 정보 교환은 직렬 및 병렬 정보 교환 채널을 통해 수행됩니다.

제어, 테스트 및 조정 장비에 정보를 제공합니다. ACS 전자 부품의 서비스 가능 상태를 확인하고 전자 장치의 문제 해결 및 작동 조정을 수행하기 위해 엔진 액세서리 키트에는 특수 제어, 테스트 및 조정 패널이 포함되어 있습니다. 리모콘은 지상 작업에 사용되며 일부 시스템에서는 항공기 기내에 설치됩니다. 정보 교환은 특별히 연결된 케이블을 통해 코딩된 통신 회선을 통해 ACS와 콘솔 간에 수행됩니다.

항공기 제어 시스템의 명령을 사용하여 항공기 제어 시스템의 일부로 통합된 엔진 제어. 엔진과 항공기 전체의 최대 효율을 얻기 위해 엔진 제어 및 기타 제어 시스템이 통합됩니다. 제어 시스템은 온보드 복합 제어 시스템에 통합된 온보드 디지털 컴퓨터 시스템을 기반으로 통합됩니다. 통합 제어는 제어 시스템에서 엔진 제어 프로그램을 조정하고 공기 흡입구(AI)를 제어하기 위한 엔진 매개변수를 발행하여 수행됩니다. VZ 자체 추진 제어 시스템의 신호에 따라 엔진 기계화 요소를 압축기 가스 터빈 장치의 예비력을 늘리는 위치로 설정하라는 명령이 내려집니다. 비행 모드가 변경될 때 제어되는 항공기의 중단을 방지하기 위해 엔진 모드가 그에 따라 조정되거나 고정됩니다.

ACS 요소의 서비스 가능성을 모니터링합니다. 엔진 ACS의 전자 부품에서는 ACS 요소의 서비스 가능성이 자동으로 모니터링됩니다. ACS 요소가 실패하면 오작동에 대한 정보가 항공기 제어 시스템에 제공됩니다. ACS의 제어 프로그램과 전자 부품의 구조는 기능을 유지하기 위해 재구성되고 있습니다.

엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단. 제어 시스템과 통합된 ACS는 다음 기능을 추가로 수행합니다.

엔진 및 항공기 센서 및 경보로부터의 신호 수신, 필터링, 처리 및 온보드 디스플레이, 등록 및 기타 항공기 시스템으로 출력, 아날로그 및 이산 매개변수 변환;

측정된 매개변수의 공차 제어;

이륙 중 엔진 추력 매개 변수 제어;

압축기 기계화 작동 제어;

전진 및 후진 추력에 대한 반전 장치 요소의 위치 제어;

엔진 작동 시간에 대한 정보 계산 및 저장;

급유 중 시간당 소비량 및 오일 레벨 제어;

정지 중 엔진 시동 시간 및 LPC 및 HPC 로터의 런아웃 제어;

공기 빼기 시스템 및 터빈 냉각 시스템 제어;

엔진 부품의 진동 제어;

정상 상태에서 엔진의 주요 매개변수 변화 추세 분석.

그림에서. 그림 2는 터보팬 엔진의 자동 제어 시스템의 단위 구성을 개략적으로 보여줍니다.

현재 달성된 항공 가스 터빈 엔진의 작동 프로세스 매개변수 수준을 고려할 때, 발전소 특성의 추가 개선은 자체 추진 제어 시스템을 통합 항공기 및 엔진 제어 시스템에 통합하여 새로운 제어 방법을 찾는 것과 관련이 있습니다. 그리고 그들의 공동경영비행 모드와 단계에 따라 다릅니다. 이러한 접근 방식은 FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)와 같은 전자 디지털 엔진 제어 시스템으로의 전환으로 가능해졌습니다. 모든 비행 단계와 모드에서 전자 장치가 엔진을 제어하는 시스템(전적인 책임이 있는 시스템).

유체역학적 제어 시스템에 대한 전적인 책임을 갖는 디지털 제어 시스템의 장점은 분명합니다.

FADEC 시스템에는 두 개의 독립적인 제어 채널이 있어 신뢰성이 크게 향상되고 다중 중복이 필요하지 않으며 무게가 줄어듭니다.

쌀. 2. 터보팬 엔진의 자동 제어, 모니터링 및 연료 공급 시스템의 단위 구성

FADEC 시스템은 자동 시동, 정상 상태 모드 작동, 가스 온도 및 회전 속도 제한, 연소실 꺼진 후 시동, 단기 연료 공급 감소로 인한 서지 방지 기능을 제공합니다. 센서에서 나오는 다양한 유형의 데이터를 기반으로 작동합니다.

FADEC 시스템은 다음과 같은 이유로 더 유연합니다. 수행하는 기능의 수와 성격은 새로운 관리 프로그램을 도입하거나 기존 관리 프로그램을 조정하여 늘리고 변경할 수 있습니다.

FADEC 시스템은 승무원의 작업량을 크게 줄이고 널리 사용되는 플라이 바이 와이어(fly-by-wire) 항공기 제어 기술을 사용할 수 있게 해줍니다.

FADEC의 기능에는 전체 파워트레인에 대한 엔진 상태 모니터링, 결함 진단 및 유지 관리 정보가 포함됩니다. 진동, 성능, 온도, 연료 및 오일 시스템 동작은 안전, 효과적인 수명 제어 및 유지 관리 비용 절감을 보장하기 위해 모니터링할 수 있는 많은 작동 측면 중 일부입니다.

FADEC 시스템은 엔진 작동 시간 및 주요 구성 요소의 손상 가능성을 등록하고, 결과를 비휘발성 메모리에 저장하여 지상 및 이동 자체 모니터링을 제공합니다.

FADEC 시스템의 경우 구성 요소를 교체한 후 엔진을 조정하고 점검할 필요가 없습니다.

FADEC 시스템은 또한 다음을 수행합니다.

수동 및 자동의 두 가지 모드로 트랙션을 제어합니다.

연료 소비를 제어합니다.

엔진 경로를 따라 공기 흐름을 제어하고 터빈 엔진 블레이드 뒤의 간격을 조정하여 최적의 작동 조건을 보장합니다.

통합 구동 발전기의 오일 온도를 제어합니다.

지상에서의 역추력 시스템 작동에 대한 제한 사항을 준수합니다.

그림에서. 3은 FADEC 자주포가 수행하는 광범위한 기능을 명확하게 보여줍니다.

러시아에서는 AL-31F, PS-90A 엔진 및 기타 여러 제품을 개조하기 위해 이러한 유형의 자주포가 개발되고 있습니다.

쌀. 3. 전적인 책임을 갖는 디지털 엔진 제어 시스템의 목적

2 FADEC 유형의 자동 엔진 제어 시스템 작동 중에 발생하는 문제

전자공학의 보다 역동적인 발전으로 인해 정보 기술해외에서는 자주포 제조와 관련된 여러 회사가 80년대 중반에 FADEC 유형 시스템으로의 전환을 고려하고 있었습니다. 이 문제의 일부 측면과 이와 관련된 문제는 NASA 보고서 및 여러 정기 간행물에 요약되어 있습니다. 그러나 그들은 단지 제공합니다 일반 조항, 전자 디지털 자주포의 주요 장점이 표시됩니다. 전자 시스템으로 전환하는 동안 발생하는 문제, 해결 방법 및 자동 제어 시스템의 필수 지표 보장과 관련된 문제는 게시되지 않았습니다.

오늘날 전자 디지털 시스템을 기반으로 구축된 자주포에 대한 가장 시급한 과제 중 하나는 필요한 수준의 신뢰성을 보장하는 작업입니다. 이는 주로 해당 시스템의 개발 및 운영 경험이 부족하기 때문입니다.

비슷한 이유로 외국산 항공 가스 터빈 엔진의 FADEC 자주포가 고장난 사례가 알려져 있습니다. 예를 들어, Rolls-Royce AE3007A 및 AE3007C 터보팬에 설치된 FADEC 자주포에서는 트랜지스터 오류가 기록되어 쌍발 엔진 항공기에 사용되는 이러한 엔진의 비행 중 오류가 발생할 수 있습니다.

AS900 터보팬 엔진의 경우 FADEC 시스템의 신뢰성을 향상시키고 서지 및 정지 후 정상 작동을 방지, 감지 및 복원하기 위해 매개변수를 자동으로 제한하는 프로그램을 구현해야 했습니다. AS900 터보팬 엔진에는 과속 보호 기능, ARINK 429 표준에 따른 버스 및 이산 신호를 사용하여 중요한 매개변수의 센서에 데이터를 전송하기 위한 이중 연결 기능도 장착되었습니다.

FADEC 자주포의 개발 및 구현에 참여한 전문가들은 많은 논리적 오류를 발견했으며 이를 수정하려면 상당한 금액의 비용이 필요했습니다. 그러나 그들은 앞으로 FADEC 시스템을 개선함으로써 모든 엔진 구성 요소의 수명을 예측하는 것이 가능해질 것이라고 판단했습니다. 이를 통해 전 세계 어디에서나 중앙 위치에서 항공기 함대를 원격으로 모니터링할 수 있습니다.

이러한 혁신의 도입은 중앙 마이크로프로세서를 사용하는 액추에이터 제어에서 자체 제어 프로세서가 장착된 지능형 메커니즘 생성으로의 전환을 통해 촉진될 것입니다. 이러한 "분산 시스템"의 장점은 신호 전송 라인 및 관련 장비가 제거되어 무게가 감소한다는 것입니다. 그럼에도 불구하고 개별 시스템은 지속적으로 개선될 것입니다.

개별 외국산 가스 터빈 엔진에 대한 유망한 구현은 다음과 같습니다.

엔진 제어 시스템 개선, 공기 배출 및 결빙 방지 시스템 제어를 통한 자동 시동 및 유휴 모드 제공, 낮은 소음 수준을 얻기 위한 엔진 시스템 작동 동기화 및 특성 자동 보존, 역전 장치 제어 ;

압력 및 온도 센서의 신호에 따르지 않고 고압 로터의 회전 속도에 따라 직접 엔진을 제어하기 위해 FADEC ACS의 작동 원리를 변경합니다. 이 매개변수는 측정하기가 더 쉽기 때문입니다. 기존 엔진에 있는 이중 온도-압력 센서 시스템의 신호를 변환해야 합니다. 새로운 시스템더 빠른 응답 속도와 더 적은 제어 루프 확산을 허용합니다.

표준 산업용 칩을 사용하여 훨씬 더 강력한 프로세서를 설치하고 엔진 상태(작동성) 및 특성에 대한 진단 및 예측 제공, PSC 유형 FADEC 자주포 개발. PSC는 예를 들어 일정한 추력에서 특정 연료 소비를 최소화하기 위해 여러 제약 조건에 따라 엔진 성능을 최적화하는 데 사용할 수 있는 실시간 시스템입니다.

FADEC 자주포에 통합 제어 시스템 포함 기술적 조건엔진. 엔진은 비행 고도, 외부 온도, 추력 및 마하 수를 고려하여 감소된 팬 속도에 따라 조절됩니다.

엔진 상태 모니터링 시스템인 EMU(Engine Monitoring Unit)와 FADEC를 결합하면 더 많은 데이터를 실시간으로 비교할 수 있고 엔진이 "물리적 한계에 가깝게" 작동할 때 더 큰 안전성을 제공할 수 있습니다. EMU는 온도, 스트레스 등의 요소를 함께 고려하여 누적 피로 지수를 형성하는 단순화된 열역학적 모델을 적용함으로써 시간 경과에 따른 사용 빈도를 모니터링할 수도 있습니다. "삐걱거리는" 소리, 삐걱거리는 소리, 진동 증가, 시동 중단, 화염 고장, 엔진 서지 등의 상황도 모니터링됩니다. FADEC 시스템의 새로운 점은 금속 입자 ODMS(Oil-debris Magnetic Sensor)를 감지하기 위한 자기 센서를 사용하는 것인데, 이를 통해 철 함유 입자의 크기와 양을 확인할 수 있을 뿐만 아니라 70%까지 제거할 수 있습니다. 원심분리기를 사용하면 .80%입니다. 입자 수의 증가가 감지되면 EMU 장치를 사용하여 진동을 확인하고 위험한 프로세스(예: 임박한 베어링 고장(EJ200 터보팬 엔진의 경우))를 식별할 수 있습니다.

General Electric이 3세대 2채널 디지털 자주포 FADEC을 개발했습니다. 응답 시간은 이전 자주포보다 훨씬 짧고 메모리 용량은 더 큽니다. 이 회사에서 생산한 FADEC 이중 회로 엔진 . 덕분에 자주포에는 엔진 신뢰성과 추력을 높이는 추가 예비 능력이 있습니다. FADEC ACS는 또한 스펙트럼 분석을 기반으로 부품/부품의 임박한 고장 증상을 확립하고 진단하기 위해 진동 신호를 필터링하는 유망한 기능을 갖습니다. 알려진 종고장 및 오작동(예: 베어링 궤도 파손). 이러한 식별 덕분에 비행이 끝날 때 유지 관리가 필요하다는 경고를 받게 됩니다. FADEC ACS에는 성격 보드(Personality Board)라는 추가 전자 보드가 포함됩니다. 그녀의 독특한 특징새로운 Airbus 표준(AFDX)과 새로운 기능(과속 제어, 트랙션 제어 등)을 준수하는 데이터 버스입니다. 또한 새 보드는 진동 측정 장치인 VMU(Vibration Measurment Unit), 추력 반전 장치의 전자기계 구동 시스템인 ETRAS(Electromechanical Thrust Reverser Actuation System)와의 통신을 확장합니다.

2. 가스 터빈 엔진의 가스 동역학 다이어그램

초음속 다중 모드 항공기의 작동 조건에 부과되는 복잡한 요구 사항은 터보제트(TRJ) 및 바이패스 터보제트 엔진(TRDE)에 의해 가장 잘 충족됩니다. 이들 엔진의 공통점은 자유 에너지 형성의 성격이며, 차이점은 사용 성격에 있습니다.

단일 회로 엔진(그림 4)에서 터빈 뒤의 작동 유체에 사용 가능한 자유 에너지는 유출되는 제트의 운동 에너지로 직접 변환됩니다. 이중 회로 엔진에서는 자유 에너지의 일부만이 유출되는 제트의 운동 에너지로 변환됩니다. 자유 에너지의 나머지 부분은 추가 공기 질량의 운동 에너지를 증가시키는 데 사용됩니다. 에너지는 터빈과 팬에 의해 추가 공기 질량으로 전달됩니다.

자유 에너지의 일부를 사용하여 특정 작동 프로세스 매개변수 값에서 추가 공기 질량을 가속함으로써 특정 시간당 연료 소비량을 늘리면 엔진 추력을 높이고 특정 연료 소비량을 줄일 수 있습니다.

터보제트 엔진의 공기유량과 가스유량을 이라 하자. 이중 회로 엔진에서 내부 회로의 공기 유량은 단일 회로 엔진과 동일하고 가스 유량도 동일합니다. 외부 윤곽에서 각각 및 (그림 4 참조).

자유 에너지 수준을 특징으로 하는 단일 회로 엔진의 공기 유량과 가스 유량이 비행 속도의 각 값에서 특정 값을 갖는다고 가정합니다.

추가 공기 질량의 운동 에너지 증가를 보장하는 가스-공기 경로 요소의 손실이 없는 터보제트 엔진 및 터보팬 엔진의 동력 흐름 균형 조건은 다음 식으로 나타낼 수 있습니다.

쌀. 4. 단일 터보차저 회로를 갖춘 이중 회로 및 단일 회로 엔진

(1)

마지막 표현에 대한 설명에서 우리는 외부 회로로 전달된 자유 에너지의 일부가 다가오는 흐름이 소유한 수준에서 수준으로 흐름의 에너지를 증가시킨다는 점에 주목합니다.

표기법을 고려하여 식 (1)과 (2)의 오른쪽을 동일시하면 다음을 얻습니다.

, , . (3)

이중 회로 엔진의 추력은 다음 식에 의해 결정됩니다.

식 (3)이 상대적으로 해결되고 그 결과가 식 (4)로 대체되면 다음을 얻습니다.

주어진 값과 t에 대한 최대 엔진 추력은 방정식의 해에 따라 에서 달성됩니다.

식 (5)는 다음과 같은 형식을 취합니다.

엔진 추력에 대한 가장 간단한 표현은 다음과 같습니다.

이 식은 바이패스 비율의 증가가 엔진 추력의 단조로운 증가로 이어진다는 것을 보여줍니다. 그리고 특히 단일 회로 엔진(t = 0)에서 t = 3인 이중 회로 엔진으로의 전환에는 추력이 두 배로 증가하는 것을 볼 수 있습니다. 그리고 가스 발생기의 연료 소비량은 변하지 않기 때문에 특정 연료 소비량도 절반으로 감소합니다. 그러나 이중 회로 엔진의 특정 추력은 단일 회로 엔진의 추력보다 낮습니다. V = 0에서 특정 추력은 다음 식으로 결정됩니다.

이는 t가 증가함에 따라 특정 추력이 감소함을 나타냅니다.

이중 회로 엔진 회로의 차이점을 나타내는 징후 중 하나는 내부 회로와 외부 회로 흐름의 상호 작용 특성입니다.

내부 회로의 가스 흐름이 팬 뒤의 공기 흐름(외부 회로 흐름)과 혼합되는 이중 회로 엔진을 이중 회로 혼합 흐름 엔진이라고 합니다.

지정된 흐름이 엔진에서 별도로 흘러나오는 이중 회로 엔진을 별도의 회로가 있는 이중 회로 엔진이라고 합니다.

1 가스터빈엔진의 가스동적 특성

엔진의 출력 매개변수인 추력 P, 특정 추력 Psp 및 특정 연료 소비량 Csp는 전적으로 작동 프로세스의 매개변수에 의해 결정됩니다. 각 유형의 엔진은 비행 조건 및 결정하는 매개변수에 따라 특정하게 달라집니다. 엔진의 작동 모드.

작업 프로세스의 매개변수는 엔진 입구 T의 공기 온도(*), 압축기의 총 공기압 증가 정도, 바이패스 비율 t, 터빈 앞의 가스 온도, 특성 구간의 유량입니다. 가스-공기 경로, 개별 요소의 효율성 등.

비행 조건은 방해받지 않는 흐름 Tn 및 Pn의 온도와 압력뿐만 아니라 비행 속도 V(또는 감소된 속도 λn 또는 마하 수)로 특징지어집니다.

비행 조건을 특징짓는 매개변수 T n 및 V(M 또는 λ n)는 또한 *의 엔진 작동 프로세스 매개변수 T를 결정합니다.

항공기에 설치된 엔진에 필요한 추력은 기체의 특성, 비행 조건 및 성격에 따라 결정됩니다. 따라서 수평 안정 비행에서 엔진 추력은 항공기의 공기역학적 항력 P = Q와 정확히 같아야 합니다. 수평면과 상승 모두에서 가속할 때 추력은 저항을 초과해야 합니다.

필요한 가속도와 상승 각도가 높을수록 필요한 추력도 높아집니다. 회전할 때 과부하(또는 롤 각도)가 증가하면 필요한 추력도 증가합니다.

추력 제한은 최대 엔진 작동 모드에 따라 제공됩니다. 이 모드의 추력 및 특정 연료 소비는 고도 및 비행 속도에 따라 달라지며 일반적으로 터빈 앞의 가스 온도, 엔진 로터 속도 및 애프터버너의 가스 온도와 같은 작동 프로세스 매개변수의 최대 강도 조건에 해당합니다.

추력이 최대 미만인 엔진 작동 모드를 스로틀 모드라고 합니다. 엔진 스로틀링 - 열 입력을 줄여 추력을 줄입니다.

가스 터빈 엔진의 가스 역학적 특징은 설계 매개변수의 값, 요소의 특성 및 엔진 제어 프로그램에 의해 결정됩니다.

엔진의 설계 매개변수를 통해 우리는 주어진 엔진에 대해 결정된 엔진 흡입구의 공기 온도에서 최대 모드에서 작동 프로세스의 주요 매개변수를 이해합니다.

다양한 엔진 설계의 가스-공기 경로의 주요 요소는 압축기, 연소실, 터빈 및 출구 노즐입니다.

압축기의 특성(압축기 단계)(그림 5)이 결정됩니다.

쌀. 5. 압축기 특성: a-a - 안정성 한계; c-c - 압축기 출구의 차단 라인; s-s - 작동 모드 라인

압축기 입력에서의 상대 전류 밀도 및 압축기 로터의 감소된 회전 속도에 대한 압축기의 전체 공기압 증가 정도의 의존성 및 증가 정도에 대한 효율의 의존성 총 공기압과 압축기 로터의 감소된 주파수:

감소된 공기 유량은 다음 식에 의해 상대 전류 밀도 q(λin)와 관련됩니다.

(8)

압축기 입구 부분의 흐름 부분의 면적은 어디에 있습니까? 이는 지구의 표준 대기 조건에서 공기 흐름의 양을 나타냅니다 = 288 K, = 101325 N/m 2 크기별로. 알려진 총 압력 및 제동 온도 T* 값에서의 공기 유량은 다음 공식으로 계산됩니다.

(9)

다양한 정상 상태 작동 모드에서 엔진 요소의 공동 작동 조건에 따라 결정되는 작동 지점의 순서는 작동 모드 라인을 형성합니다. 엔진의 중요한 작동 특성은 작동 모드 라인의 지점에서 압축기 안정성 마진이며, 이는 다음 식에 의해 결정됩니다.

(10)

인덱스 "gr"은 작동 모드 라인 지점에서와 동일한 n pr 값에서 압축기의 안정적인 작동 경계 매개변수에 해당합니다.

연소실은 연료 연소의 완전성 계수와 전체 압력 계수로 특징 지어집니다.

연소실의 총 가스 압력은 총 압력 계수 g로 특징지어지는 유압 손실과 열 공급으로 인한 손실로 인해 떨어집니다. 후자는 계수를 특징으로 합니다. 총 총 압력 손실은 제품에 의해 결정됩니다.

연소실 입구에서 유속이 증가함에 따라 유압 손실과 열 입력으로 인한 손실이 모두 증가합니다. 열 공급으로 인한 전체 유동 압력의 손실은 연소실 출구와 입구의 유동 온도 비율에 따라 결정되는 가스 가열 정도가 증가함에 따라 증가합니다.

연소실 입구의 가열 정도와 유속의 증가는 연소실 끝의 가스 속도의 증가를 동반하며, 가스 속도가 음속에 접근하면 가스 역학적 "잠금" 채널이 발생합니다. 채널의 가스 역학적 "잠금"으로 인해 연소실 입구에서 속도를 줄이지 않고 가스 온도를 추가로 높이는 것이 불가능해집니다.

터빈의 특성은 첫 번째 단계의 노즐 장치 q(λc a)의 임계 구역에서의 상대 전류 밀도와 전체 가스 압력의 감소 정도에 대한 터빈 효율의 의존성에 의해 결정됩니다. 터빈, 터빈 로터의 감소된 회전 속도 및 첫 번째 단계의 노즐 장치의 임계 단면적:

제트 노즐은 임계 및 출구 영역 영역과 속도 계수의 다양한 변화를 특징으로 합니다.

엔진 출력 매개변수는 항공기 동력장치의 요소인 공기 흡입구의 특성에 의해서도 크게 영향을 받습니다. 공기 흡입 특성은 전체 압력 계수로 표시됩니다.

방해받지 않는 공기 흐름의 총 압력은 어디에 있습니까? - 압축기 입구 공기 흐름의 총 압력.

따라서 각 유형의 엔진에는 특정 크기의 특징적인 부분과 해당 요소의 특성이 있습니다. 또한 엔진에는 작동 프로세스 매개변수 값에 대한 특정 수의 제어 요소와 제한 사항이 있습니다. 제어 요소의 수가 1보다 높으면 특정 비행 조건 및 작동 모드는 원칙적으로 작동 프로세스 매개 변수의 제한된 값 범위에 해당할 수 있습니다. 작동 프로세스 매개 변수의 가능한 값 전체 범위에서 하나의 매개 변수 조합만 적합합니다. 최대 모드에서는 최대 추력을 제공하는 조합과 스로틀 모드에서는 추력에서 최소 연료 소비를 보장합니다. 이 모드를 결정하는 값입니다. 독립적으로 제어할 수 있는 작업흐름 매개변수의 수(다음을 기반으로 하는 매개변수)를 염두에 두어야 합니다. 정량적 지표그 중 엔진의 작동 프로세스가 제어되는(간단히 엔진 제어) 것은 엔진 제어 요소의 수와 같습니다. 그리고 이러한 매개변수의 특정 값은 나머지 매개변수의 특정 값에 해당합니다.

비행 조건 및 엔진 작동 모드에 대한 제어된 매개변수의 의존성은 엔진 제어 프로그램에 의해 결정되며 자동 제어 시스템(ACS)에 의해 보장됩니다.

엔진 작동에 영향을 미치는 비행 조건은 엔진 작동 프로세스의 매개변수이기도 한 매개변수로 가장 완벽하게 특성화됩니다. 따라서 엔진 제어 프로그램은 엔진 입구 공기의 정체 온도와 작동 모드를 결정하는 매개 변수 중 하나에 대한 작동 프로세스의 제어 매개 변수 또는 엔진 제어 요소의 상태의 의존성으로 이해됩니다. - 터빈 앞의 가스 온도, 스테이지 중 하나의 로터 속도 또는 엔진 추력 P.

2 엔진 제어

고정된 형상을 갖춘 엔진에는 입력되는 열량이라는 단 하나의 제어 요소만 있습니다.

쌀. 6. 압축기 특성에 따른 작동 모드 라인

매개변수는 열 입력량에 의해 직접적으로 결정되는 제어 매개변수 역할을 할 수 있습니다. 그러나 매개변수는 독립적이므로 제어되는 매개변수로서 와 연관된 매개변수가 있을 수 있습니다. 그리고 회전 속도 감소

(12)

또한, 다양한 값 범위에서 다양한 매개변수를 제어 매개변수로 사용할 수 있습니다.

고정된 형상으로 가능한 엔진 제어 프로그램의 차이는 매개변수의 허용 값과 최대 모드의 차이로 인해 발생합니다.

엔진 입구의 공기 온도가 변할 때 최대 조건에서 터빈 앞의 가스 온도가 변하지 않아야 하는 경우 제어 프로그램이 필요합니다. 상대온도는 식에 따라 변합니다.

그림에서. 그림 6은 작동 모드 라인의 각 값이 매개변수의 특정 값에 해당함을 보여줍니다. (그림 6)은 또한< 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.

= 1에서의 작동을 보장하려면 상대 온도가 = 1이어야 합니다. 이는 다음 식에 따라 결정됩니다.

조건과 동일합니다 . 따라서 아래로 감소할수록 값도 감소해야 합니다. 식 (12)에 따르면 회전 속도도 감소합니다. 매개변수는 계산된 값에 해당합니다.

조건 = const인 영역에서 매개변수 값은 증가할 때 다양한 방식으로 변경될 수 있습니다. 계산된 정도에 따라 증가, 감소 또는 변경되지 않은 상태로 유지될 수 있습니다.

압축기의 총 공기압과 압축기 제어의 특성을 증가시킵니다. 프로그램 = const가 로 증가하면 .

이러한 매개변수의 햄은 프로그램 제공 시 자동 엔진 제어 시스템에서 제어 신호 역할을 합니다. 프로그램 = const를 제공할 때 제어 신호는 표현식에 따라 = const 및 = const에서 값 또는 더 작은 값일 수 있습니다.

값을 제어 신호로 사용하는 것은 열전대의 민감한 요소의 작동 온도 제한으로 인해 발생할 수 있습니다.

제어 프로그램 = const를 제공하기 위해 매개변수에 따라 프로그램 제어를 사용할 수도 있으며 그 값은 (그림 7)의 함수가 됩니다.

고려되는 제어 프로그램은 일반적으로 결합됩니다. 엔진이 유사한 모드에서 작동할 때 모든 매개변수가 결정됩니다. 상대값, 변경되지 않았습니다. 이는 가스터빈 엔진 유동구간 전 구간의 감소된 유속, 감소된 온도, 압축기 내 전체 공기압의 증가 정도에 대한 값이다. 계산된 값이 일치하고 제어 프로그램의 두 조건을 분리하는 값은 많은 경우 지상의 표준 대기 조건 = 288K에 해당합니다. 그러나 엔진의 목적에 따라 값은 다음과 같습니다. 더 적거나 더 많습니다.

고고도 아음속 항공기 엔진의 경우 다음을 할당하는 것이 좋습니다.< 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
온도는 = 1.18이고 엔진은 최대 모드에 있습니다.
에서 일하다< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(곡선 1, 그림 7) 엔진 c(곡선 0)의 것보다.

고고도 고속 항공기용 엔진의 경우 (곡선 2)를 지정하는 것이 좋습니다. > 288 K의 엔진에 대한 공기 유량 및 압축기의 총 공기압 증가 정도는 = 288 K의 엔진보다 높습니다. 그러나 이전의 가스 온도

쌀. 7. 엔진 작동 과정의 주요 매개변수의 의존성 :a - 압축기 입구의 공기 온도에 따라 변경 불가능한 형상 b - 설계 공기 온도에 따라 변경 불가능한 형상

이 경우 터빈은 더 높은 값과 더 높은 비행 마하 수에서 최대 값에 도달합니다. 따라서 = 288K인 엔진의 경우 지면 근처 터빈 앞의 최대 허용 가스 온도는 M ≥ 0, 고도 H ≥ 11km - M ≥ 1.286일 수 있습니다. 엔진이 유사한 모드(예: 최대 = 328K)로 작동하는 경우 지면 근처 터빈 앞의 최대 가스 온도는 M ≥ 0.8이고 고도 H ≥ 11km - M ≥ 1.6입니다. 이륙 모드에서 가스 온도는 = 288/328입니다.

최대 = 328K에서 작동하려면 회전 속도가 이륙에 비해 = 1.07배 증가해야 합니다.

> 288 K를 선택하는 것은 상승된 기온에서 필요한 이륙 추력을 유지해야 하기 때문일 수도 있습니다.

따라서 >에서 공기 흐름의 증가는 엔진 로터 속도를 증가시키고 의 감소로 인해 이륙 시 특정 추력을 감소시킴으로써 보장됩니다.

볼 수 있듯이 이 값은 엔진 작동 프로세스의 매개변수와 출력 매개변수에 상당한 영향을 미치므로 와 함께 엔진의 설계 매개변수입니다.

3. 연료 제어 시스템

1 주 연료 흐름 조절기 및 전자 조절기

1.1 주 연료 흐름 조절기

주 연료 흐름 조절기는 기계, 유압, 전기 또는 공압으로 다양한 조합으로 제어되는 엔진 구동 장치입니다. 연료 관리 시스템의 목적은 연소 영역에서 필요한 공기-연료 대 연료 비율(중량 기준 공기 시스템)을 약 15:1로 유지하는 것입니다. 이 비율은 연료의 중량에 대한 연소실로 유입되는 1차 공기의 중량의 비율을 나타냅니다. 때로는 0.067:1의 연료 대 공기 비율이 사용됩니다. 모든 연료는 완전 연소를 위해 일정량의 공기가 필요합니다. 풍부하거나 희박한 혼합물은 연소되지만 완전히 연소되지는 않습니다. 공기와 제트 연료의 이상적인 비율은 15:1이며 이를 화학양론적(화학적으로 올바른) 혼합물이라고 합니다. 60:1의 공기 대 연료 비율을 찾는 것은 매우 일반적입니다. 이런 일이 발생하면 저자는 연소실로 들어가는 1차 공기 흐름이 아닌 전체 공기 흐름 속도를 기준으로 공연비를 나타냅니다. 1차 유량이 25%인 경우 총 흐름공기인 경우 15:1 비율은 60:1 비율의 25%입니다. 항공 가스 터빈 엔진에서는 가속 시 10:1, 감속 시 22:1의 비율로 농후 혼합기에서 희박 혼합기로 전환됩니다. 엔진이 연소 영역에서 총 공기 소비량의 25%를 소비하는 경우 비율은 가속 시 48:1, 감속 시 80:1이 됩니다.

조종사가 연료 조절 레버(스로틀)를 앞으로 움직이면 연료 소비가 증가합니다. 연료 소비가 증가하면 연소실의 가스 소비가 증가하여 엔진 출력 수준이 증가합니다. 터보팬 및 터보팬 엔진에서는 이로 인해 추력이 증가합니다. 터보프롭 및 터보샤프트 엔진에서는 구동축의 출력이 증가합니다. 프로펠러의 회전 속도는 프로펠러의 피치(블레이드 각도)가 증가함에 따라 증가하거나 변하지 않습니다. 그림에서. 8. 일반적인 항공 가스터빈 엔진의 연료-공기 시스템 구성 요소 비율에 대한 다이어그램이 제시되어 있습니다. 그림은 원심분리추를 이용한 연료유량 제어장치인 고압 로터 속도 제어기에 의해 감지되는 공연비와 고압 로터 속도를 보여줍니다.

쌀. 8. 연료-공기 작동도

유휴 모드에서 혼합물의 공기 중 20부분은 정적(안정) 상태에 있고 15부분은 고압 로터 속도의 90~100% 범위에 있습니다.

엔진의 수명이 다해가면서 공기 압축 과정의 효율성이 감소(악화)됨에 따라 공연비 15:1도 변경됩니다. 그러나 엔진의 경우 필요한 압력 증가 정도를 유지하고 흐름 중단이 발생하지 않는 것이 중요합니다. 엔진 소모, 오염 또는 손상으로 인해 압력비가 감소하기 시작하면 필요한 압력을 복원하기 위해 정상값, 작동 모드, 연료 소비 및 압축기 샤프트 속도를 높이십시오. 결과적으로 연소실에서 더 풍부한 혼합물이 얻어집니다. 온도가 한계에 도달하면 유지보수 담당자가 나중에 필요한 청소, 수리 또는 압축기나 터빈 교체를 수행할 수 있습니다(모든 엔진에는 자체 온도 한계가 있습니다).

단일 스테이지 압축기가 장착된 엔진의 경우 주 연료 흐름 조절기는 압축기 로터에서 구동 박스를 통해 구동됩니다. 2단 및 3단 엔진의 경우 주 연료 흐름 조절기의 구동은 고압 압축기로 구성됩니다.

1.2 전자 레귤레이터

공연비를 자동으로 제어하기 위해 많은 신호가 엔진 관리 시스템으로 전송됩니다. 이러한 신호의 수는 엔진 유형 및 설계 여부에 따라 다릅니다. 전자 시스템관리. 최신 세대의 엔진에는 이전 세대 엔진의 유체 역학 장치보다 훨씬 더 많은 수의 엔진 및 항공기 매개 변수를 인식하는 전자 조절기가 있습니다.

다음은 유체역학적 엔진 제어 시스템으로 전송되는 가장 일반적인 신호 목록입니다.

엔진 로터 속도(N c)는 원심 연료 조절기를 통해 구동 박스에서 직접 엔진 제어 시스템으로 전달됩니다. 안정된 엔진 작동 조건과 가속/감속 중 연료 공급에 사용됩니다(대부분의 항공기 가스 터빈 엔진의 유휴 상태에서 최대 모드까지의 가속 시간은 5~10초입니다).

엔진 흡입구 압력(p t 2) - 엔진 흡입구에 설치된 센서에서 연료 제어 벨로우즈로 전송되는 총 압력 신호입니다. 이 매개변수는 조건 변화에 따라 항공기의 속도와 고도에 대한 정보를 전달하는 데 사용됩니다. 환경엔진 입구에서;

압축기 출구의 압력(ps 4)은 유체 역학 시스템의 벨로우즈로 전달되는 정압입니다. 압축기 출구에서 공기의 질량 흐름을 고려하는 데 사용됩니다.

연소실 압력(p b)은 연료 소비 제어 시스템의 정압 신호입니다. 연소실의 압력과 엔진의 특정 지점에서의 중량 공기 흐름 사이에 정비례 관계가 사용됩니다. 연소실 압력이 10% 증가하면 공기 질량 흐름이 10% 증가하고 연소실 벨로우즈는 올바른 비율을 유지하기 위해 연료 흐름을 10% 증가시키도록 프로그래밍합니다. "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

입구 온도(t t 2) - 연료 소비 제어 시스템에 대한 엔진 입구의 전체 온도 신호. 온도 센서는 엔진으로 들어가는 공기의 온도에 따라 팽창 및 수축하는 튜브를 사용하여 연료 관리 시스템에 연결됩니다. 이 신호는 연료 투여량 프로그램을 설정할 수 있는 공기 밀도 값에 대한 정보를 엔진 관리 시스템에 제공합니다.

2 단순화된 연료 소비 제어 방식(유체역학적 장치)

그림에서. 그림 9는 항공 가스 터빈 엔진 제어 시스템의 단순화된 다이어그램을 보여줍니다. 다음 원리에 따라 연료를 공급합니다.

측정부 :시작 사이클 전에 연료 차단 레버(10)를 움직이면 차단 밸브가 열리고 연료가 엔진으로 유입됩니다(그림 9). 최소 유량 제한기(11)가 주 제어 밸브가 완전히 닫히는 것을 방지하기 때문에 차단 레버가 필요합니다. 이 설계 솔루션은 조절기 설정 스프링이 파손되거나 아이들 스토퍼가 잘못 조정된 경우에 필요합니다. 스로틀의 전체 후면 위치는 MG 스토퍼 옆의 MG 위치에 해당합니다. 이렇게 하면 스로틀이 차단 레버 역할을 하는 것을 방지할 수 있습니다. 그림에 표시된 대로 차단 레버는 시동 사이클 동안 연료 관리 시스템의 작동 압력이 올바르게 증가하도록 보장합니다. 이는 대략적으로 주입된 연료가 예상 시간 이전에 엔진에 유입되지 않도록 하기 위해 필요합니다.

메인 연료 펌프(8)의 압력 공급 시스템의 연료는 스로틀 밸브(계량 바늘)(4)로 전달됩니다. 연료가 밸브 콘에 의해 생성된 구멍을 통해 흐르면서 압력이 떨어지기 시작합니다. 스로틀 밸브에서 인젝터로 가는 도중의 연료는 주입된 것으로 간주됩니다. 이 경우 연료는 부피가 아닌 중량을 기준으로 투여됩니다. 연료의 단위질량당 발열량(질량발열량)은 연료의 온도에도 불구하고 일정한 값인 반면, 단위부피당 발열량은 그렇지 않습니다. 이제 연료는 올바른 양으로 연소실로 들어갑니다.

중량에 따라 연료를 주입하는 원리는 다음과 같이 수학적으로 정당화됩니다.

쌀. 9. 유체역학적 연료 조절기의 다이어그램

. (13)

여기서: - 소비된 연료의 중량, kg/s;

연료 소비 계수;

메인 분배 밸브의 유동 면적;

오리피스 전체의 압력 강하.

작동하는 데 엔진이 하나만 필요하고 제어 밸브 통로가 하나면 충분하다는 조건에서는 압력 강하가 일정하게 유지되므로 공식에는 변화가 없습니다. 그러나 항공기 엔진은 작동 모드를 변경해야 합니다.

끊임없이 변화하는 연료 소비로 인해 유량 영역의 크기에도 불구하고 계량 바늘 전체의 압력 강하는 변하지 않습니다. 계량된 연료를 유압 제어식 스로틀 밸브의 다이어프램 스프링으로 보내면 압력 강하는 항상 스프링 장력 값으로 돌아갑니다. 스프링 장력이 일정하므로 흐름 단면에 걸친 압력 강하도 일정합니다.

이 개념을 더 잘 이해하기 위해 연료 펌프는 항상 시스템에 과잉 연료를 공급하고 감압 밸브는 과잉 연료를 펌프 흡입구로 지속적으로 반환한다고 가정합니다.

예: 계량되지 않은 연료의 압력은 350kg/cm 2 입니다. 측정된 연료 압력은 295kg/cm2입니다. 스프링 장력 값은 56kg/cm 2 입니다. 이 경우 감압밸브 다이어프램 양측의 압력은 350kg/cm2이다. 스로틀 밸브는 평형 상태에 있으며 펌프 흡입구에서 과잉 연료를 우회합니다.

조종사가 스로틀을 앞으로 움직이면 스로틀 밸브 개방도가 증가하고 연료량도 증가합니다. 주입된 연료의 압력이 300kg/cm2로 증가했다고 가정해 보겠습니다. 이로 인해 압력이 360kg/cm2로 전반적으로 증가했습니다. 밸브 다이어프램의 양쪽에서 밸브가 강제로 닫힙니다. 우회 연료의 양이 감소하면 새로운 단면적 56kg/cm 2 에 대해 계량되지 않은 연료의 압력이 증가하게 됩니다. 재설치되지 않습니다. 이는 회전 속도가 증가하면 펌프를 통한 연료 흐름이 증가하기 때문에 발생합니다. 앞서 언급한 바와 같이, 압력 강하 ΔP는 시스템이 평형에 도달함에 따라 감압 밸브 스프링이 조이는 것과 항상 일치합니다.

계산적인 부분. 엔진 작동 중 스로틀(1)의 움직임으로 인해 슬라이딩 스프링 커버가 서보 밸브 로드를 따라 아래쪽으로 이동하고 튜닝 스프링을 압축합니다. 이 경우, 스프링 베이스는 마치 터보차저의 로터 속도가 낮은 것처럼 원심 중량을 수렴시킵니다. 서보 밸브의 기능은 내부의 액체가 아래에서 위로 이동할 때 계량 바늘의 급격한 움직임을 방지하는 것입니다. 이때 증배 레버 메커니즘(3)이 움직이지 않고 유지되고 슬라이더가 경사면을 따라 왼쪽으로 이동한다고 가정해 보겠습니다. 왼쪽으로 이동하면 슬라이더가 스프링의 조임력에 대항하여 제어 밸브를 눌러 엔진의 연료 소비를 증가시킵니다. 연료 소비가 증가하면 엔진 로터 속도가 증가하여 거버너 구동 속도가 증가합니다(5). 원심분리추의 회전으로 인한 새로운 힘은 원심분리추가 수직 위치를 취할 때 조정 스프링의 힘과 평형을 이루게 됩니다. 이제 추는 속도를 변경할 준비가 된 위치에 있습니다.

원심분리는 다음과 같은 하중 변화에 대비하기 위해 항상 수직 위치로 돌아갑니다.

a) 과속 조건:

엔진의 부하가 감소하고 속도가 빨라집니다.

원심력이 분산되어 일정량의 연료 공급이 차단됩니다.

b) 저속 조건:

엔진의 부하가 증가하고 속도가 떨어지기 시작합니다.

원심 하중이 수렴되어 연료 소비가 증가합니다.

엔진이 정격 속도로 돌아갑니다. 원심분리기가 수직 위치를 차지할 때 스프링에 작용하는 힘은 스프링에 가해지는 장력의 양에 따라 균형을 이룹니다.

c) 스로틀을 움직이기(앞으로):

튜닝 스프링은 압축되고 원심분리는 잘못된 속도 조건에서 수렴됩니다.

연료 소비가 증가하고 무게가 갈라지기 시작하여 다음과 같은 균형 위치를 차지합니다. 새로운 힘스프링 조임.

참고: 조정 스프링의 조임력이 더 커졌기 때문에 스로틀을 조정할 때까지 원심분리기는 원래 위치로 돌아오지 않습니다. 이를 정적 거버너 오류라고 하며 제어 시스템의 메커니즘으로 인해 약간의 속도 손실이 발생하여 결정됩니다.

많은 엔진에서 연소실 정압은 공기 질량 흐름을 나타내는 유용한 지표입니다. 공기 질량 유량을 알면 공연비를 더 정확하게 제어할 수 있습니다. 연소실(p b)의 압력이 증가함에 따라 이를 받는 벨로우즈가 오른쪽으로 팽창합니다. 과도한 움직임은 연소실(6)의 압력 제한기에 의해 제한됩니다. 서보 밸브 링크가 고정되어 있다고 가정하면 승수 링키지는 슬라이더를 왼쪽으로 이동시켜 증가된 공기 질량 흐름에 따라 더 많은 연료 흐름을 위해 제어 밸브를 엽니다. 이는 다이빙 중에 발생할 수 있으며 이로 인해 속도, 속도 압력 및 공기 질량 흐름이 증가합니다.

입구 압력이 증가하면 이 압력을 받는 벨로우즈(7)가 팽창하고 증배 레버 메커니즘이 왼쪽으로 이동하며 제어 밸브가 더 많이 열립니다.

엔진이 정지되면 튜닝 스프링이 두 방향으로 확장되어 슬라이딩 커버가 공회전 정지 방향으로 올라가고 메인 제어 밸브가 최소 연료 유량 제한기에서 멀어지게 됩니다. 다음에 엔진이 시동되고 공회전 속도에 가까워지면 거버너의 원심 중량이 공회전 정지 시 슬라이딩 커버를 지지하고 제어 밸브를 최소 유량 제한기 쪽으로 이동시킵니다.

3.3 수압식 연료 관리 시스템, PT6 연료 분사 시스템(Bendix 연료 시스템)

기본 연료 시스템은 엔진 구동 펌프, 유체역학적 연료 조절기, 발사 제어 장치 및 14개의 단일 포트(단일 포트) 연료 분사기가 있는 이중 연료 매니폴드로 구성됩니다. 가스 발생기 하우징에 위치한 두 개의 배출 밸브는 엔진이 정지된 후 잔여 연료를 배출합니다(그림 10).

3.1 연료펌프

연료 펌프 1은 구동 상자에 의해 구동되는 용적형 기어 펌프입니다. 부스트 펌프의 연료는 2 x 74 마이크론(200개 구멍) 흡입 필터를 통해 연료 펌프로 들어간 다음 작업 챔버로 들어갑니다. 거기에서 고압 연료는 3 x 10 미크론 펌프 출력 필터를 통해 유체역학적 연료 조절기로 보내집니다. 필터가 막히면 증가된 압력 차이가 스프링 힘을 극복하여 릴리프 밸브를 시트에서 들어올려 여과되지 않은 연료가 통과할 수 있게 합니다. 릴리프 밸브 4와 펌프 중앙 통로는 출구 필터가 막혔을 때 고압의 여과되지 않은 연료가 펌프 기어에서 연료 조절기로 전달되도록 합니다. 연료 제어 장치에서 시작된 내부 채널 5는 흡입 필터를 우회하여 연료 제어 장치에서 펌프 흡입구로 바이패스 연료를 반환합니다.

3.2 연료 관리 시스템

연료 관리 시스템은 독립적인 기능을 갖춘 세 개의 개별 부품으로 구성됩니다. 즉, 정상 상태 및 가속 중에 엔진에 연료를 공급하기 위한 프로그램을 결정하는 유체역학적 연료 공급 조절기(6); 필요에 따라 계량된 연료를 유체역학적 조절기 출력에서 주 연료 매니폴드 또는 1차 및 2차 매니폴드로 보내는 흐름 분배기 역할을 하는 시동 흐름 제어 장치. 프로펠러는 일반 프로펠러 조절기(그림 10)의 섹션과 고압 터빈용 최대 속도 제한기로 구성된 조절기 장치에 의해 전진 및 역추력으로 제어됩니다. 고압 터빈 최대 속도 제한기는 정상 작동 중에 터빈이 과속되지 않도록 보호합니다. 추력 반전 중에는 프로펠러 거버너가 작동하지 않으며 터빈 속도 제어는 고압 터빈 거버너에 의해 제어됩니다.

3.3 유체역학적 연료 조절기

유체역학적 연료 공급 조절기는 엔진 구동 펌프에 장착되어 있으며 저압 로터의 회전 속도에 비례하는 속도로 회전합니다. 유체역학적 연료 조절기는 필요한 출력을 생성하고 저압 로터의 회전 속도를 제어하기 위해 엔진에 대한 연료 공급 프로그램을 결정합니다. 엔진 출력은 저압 로터의 회전 속도에 직접적으로 의존합니다. 유체역학적 거버너는 이 주파수를 제어하여 엔진 출력을 제어합니다. 연소실에 공급되는 연료량을 조절하여 저압 로터의 회전 속도를 제어합니다.

측정 부분. 연료는 펌프에 의해 생성된 압력 p 1 하에서 유체역학적 조절기로 들어갑니다. 연료 소비량은 메인 스로틀 밸브(9)와 계량 바늘(10)에 의해 설정됩니다. 펌프의 압력 p 1 하에서 계량되지 않은 연료는 분배 밸브 입구로 공급됩니다. 분배 밸브 바로 뒤의 연료 압력을 측정된 연료 압력(p2)이라고 합니다. 스로틀 밸브는 분배 밸브 전반에 걸쳐 일정한 압력 차이(p 1 - p 2)를 유지합니다. 계량 바늘의 흐름 영역은 엔진의 특별한 요구 사항을 충족하도록 변경됩니다. 연료 펌프 출력에서 이러한 요구 사항에 비해 과잉 연료는 유체역학적 조절기 및 펌프 내부 구멍을 통해 흡입 필터(5) 입구로 배출됩니다. 투여 바늘은 속이 빈 슬리브에서 작동하는 스풀로 구성됩니다. 밸브는 다이어프램과 스프링에 의해 작동됩니다. 작동 중에 스프링 힘은 다이어프램 전체의 압력 차이(p 1 - p 2)에 의해 균형을 이룹니다. 바이패스 밸브는 항상 압력차(p 1 - p 2)를 유지하고 과잉 연료를 바이패스하는 위치에 있습니다.

안전 밸브는 유체역학적 조절기의 과도한 압력 p 1 증가를 방지하기 위해 바이패스 밸브와 평행하게 설치됩니다. 밸브는 닫히도록 스프링이 장착되어 있으며 입구 연료 압력 p 1이 스프링 힘을 초과하여 밸브를 열 때까지 닫힌 상태를 유지합니다. 입구 압력이 감소하자마자 밸브가 닫힙니다.

스로틀 밸브 9는 슬리브에서 작동하는 프로파일 니들로 구성됩니다. 스로틀 밸브는 흐름 영역을 변경하여 연료 소비를 조절합니다. 스로틀 밸브는 입구와 출구의 연료 압력 차이에 관계없이 흐름 영역 전체에 걸쳐 일정한 차압을 유지하기 때문에 연료 흐름은 계량 바늘 위치의 함수일 뿐입니다.

보상 변경 비중연료 온도의 변화로 인해 스프링 스로틀 밸브 아래의 바이메탈 플레이트가 수행됩니다.

공압 컴퓨팅 부품. 스로틀은 프로그래밍된 속도 캠에 연결되어 출력이 증가함에 따라 내부 추력을 줄입니다. 조절 레버는 축을 중심으로 회전하고 그 끝 중 하나는 구멍 반대편에 위치하여 조절 밸브(13)를 형성합니다. 농축 레버(14)는 조절 레버와 동일한 축에서 회전하며 조절 레버의 일부를 덮는 두 개의 연장부를 가지고 있습니다. 약간의 움직임 후에 두 레버 사이의 간격이 닫히고 두 레버가 함께 움직이는 방식입니다. 농축 레버는 농축 밸브에 대해 작동하는 홈이 있는 핀을 작동합니다. 또 다른 작은 스프링은 농축 레버를 조속기 레버에 연결합니다.

프로그램 속도 캠은 조속기 밸브를 닫는 힘을 전달하는 중간 레버를 통해 튜닝 스프링 15의 힘을 전달합니다. 농축 레버와 조절기 레버 사이에 위치한 농축 스프링 16은 농축 밸브를 여는 힘을 생성합니다.

구동축이 회전하는 동안 레귤레이터의 원심분리기가 장착된 장치가 회전합니다. 분동 내부의 작은 레버가 조속기 스풀에 닿습니다. 저압 로터의 회전 속도가 증가함에 따라 원심력으로 인해 웨이트가 스풀에 더 많은 하중을 가하게 됩니다. 이로 인해 스풀이 샤프트를 따라 바깥쪽으로 이동하여 농축 레버에 작용합니다. 원심분리추의 힘이 스프링 장력을 극복하고 조절기 밸브가 열리고 농축 밸브가 닫힙니다.

원심분리기가 더 작은 스프링의 조임력을 극복하기에 충분한 저압 로터의 회전 속도가 증가하면 농축 밸브가 닫히기 시작합니다. 저압 로터 속도가 계속 증가하면 농축 레버는 조속기 레버에 닿을 때까지 계속 움직이며, 이 시점에서 농축 밸브는 완전히 닫힙니다. 저압 회전자 속도가 중력이 더 큰 스프링의 힘을 극복할 만큼 충분히 증가하면 조절기 밸브가 열립니다. 이 경우 조절 밸브는 열리고 농축 밸브는 닫힙니다. 농축 밸브는 작동 공기 압력을 일정하게 유지하기 위해 회전 속도가 증가함에 따라 닫힙니다.

풀무. 벨로우즈 조립, 그림. 11은 공통 로드로 연결된 진공 벨로우즈(18)와 조절기 벨로우즈(19)로 구성됩니다. 진공 벨로우즈는 전체 압력 측정을 제공합니다. 레귤레이터 벨로우즈는 벨로우즈 어셈블리 본체에 내장되어 있으며 다이어프램과 동일한 기능을 수행합니다. 벨로우즈의 움직임은 크로스 샤프트와 해당 레버(20)를 통해 분배 밸브(9)로 전달됩니다.

튜브는 조정 슬리브를 사용하여 반대편 끝의 주조 하우징에 고정됩니다. 따라서 크로스 샤프트의 회전 운동으로 인해 토션 바(비틀림 저항이 높은 튜브 모양 부품)의 힘이 증가하거나 감소합니다. 토션 바는 시스템의 공기와 연료 섹션 사이에 밀봉을 형성합니다. 토션 바는 벨로우즈 어셈블리를 따라 위치하여 제어 밸브를 닫는 힘을 전달합니다. 벨로우즈는 이 힘에 대항하여 제어 밸브를 엽니다. 압력 p y는 레귤레이터 벨로우즈에 외부로 공급됩니다. 압력 p x는 조절기 벨로우즈 내부적으로, 진공 벨로우즈 외부적으로 공급됩니다.

명확성을 위해 기능적 목적레귤레이터 벨로우즈는 그림에 표시되어 있습니다. 11은 조리개와 같습니다. 압력 p y는 다이어프램의 한쪽에서 공급되고, p x는 반대쪽에서 공급됩니다. 압력 p x는 다이어프램에 부착된 진공 벨로우즈에도 적용됩니다. 진공 벨로우즈 반대 방향으로 작용하는 압력 하중 p x는 다이어프램의 동일한 영역에 반대 방향으로 동일한 압력을 가함으로써 완화됩니다.

벨로우즈 부분에 작용하는 모든 압력 하중은 다이어프램에만 작용하는 힘으로 감소될 수 있습니다. 이러한 힘은 다음과 같습니다.

상부의 전체 표면에 작용하는 압력 P y;

하부 표면 부분(압력 감쇠 영역 내부)에 작용하는 진공 벨로우즈의 내부 압력;

표면의 나머지 부분에 작용하는 압력 p x.

압력 p y의 변화는 충격 영역의 차이로 인해 압력 p x의 동일한 변화보다 다이어프램에 더 큰 영향을 미칩니다.

압력 p x 및 p y는 엔진 작동 조건의 변화에 따라 변경됩니다. 가속 중과 같이 두 압력이 동시에 증가하는 경우 벨로우즈가 아래쪽으로 이동하면 제어 밸브가 왼쪽, 즉 개방 방향으로 이동하게 됩니다. 원하는 주파수에 도달하면 p y가 조절기 밸브를 언로드할 때

저압 로터가 회전하면(가속 후 조정용) 벨로우즈가 위쪽으로 이동하여 제어 밸브의 흐름 영역이 줄어듭니다.

두 압력이 동시에 감소하면 벨로우즈가 위로 이동하여 제어 밸브의 흐름 영역이 감소합니다. 진공 벨로우즈가 스프링 역할을 하기 때문입니다. 이는 압력 p y가 조속기 밸브를 언로드하고 압력 p x가 농축 밸브를 언로드하여 제어 밸브가 최소 유량 제한기로 이동하도록 하는 감속 중에 발생합니다.

쌀. 10. 수압식 연료 제어 시스템 TVD RT6

쌀. 11. 벨로우즈 블록의 기능성 다이어프램

고압 터빈 조절기(N 2). 고압 로터 속도 제어 장치 No. 2는 프로펠러 속도 제어 장치의 일부입니다. 이는 연료 제어 장치 하우징에서 조절기로 이어지는 내부 공압 라인(21)을 통해 압력 p y를 받습니다. 원심 부하의 영향으로 고압 터빈이 과속되는 경우 조절기 블록(2번)의 공기 우회 구멍(22)이 열려 조절기를 통해 압력 p를 배출합니다. 이런 일이 발생하면 압력 p y는 제어 밸브의 연료 관리 시스템 벨로우즈를 통해 작용하여 제어 밸브가 닫히기 시작하고 연료 흐름이 감소합니다. 연료 소비를 줄이면 저압 및 고압 로터의 회전 속도가 감소합니다. 바이패스 포트가 열리는 속도는 프로펠러 거버너 제어 레버(22)와 고압 복귀 레버(24)의 설정에 따라 달라집니다. 고압 터빈 속도와 프로펠러 속도는 거버너 2번에 의해 제한됩니다.

발사 제어 장치. 발사 제어 장치(7)(그림 12)는 하우징 내부에서 작동하는 중공 플런저(25)를 포함하는 하우징으로 구성됩니다. 명령봉 26 로커의 회전 운동은 랙 앤 피니언 메커니즘을 사용하여 플런저의 선형 운동으로 변환됩니다. 조정 홈은 45° 및 72°의 작업 위치를 제공합니다. 설치에 따라 이러한 위치 중 하나는 운전실 내 레버 시스템을 구성하는 데 사용됩니다.

발사 제어 장치의 입구에 위치한 최소 압력 밸브(27)는 계산된 연료 투여량을 보장하기 위해 장치의 최소 압력을 유지합니다. 바이패스 밸브(28)를 통해 내부적으로 연결되는 이중 매니폴드에는 두 개의 연결부가 있습니다. 이 밸브는 시동을 위해 #1 메인 매니폴드에 초기 충전을 제공하고, 블록 압력이 증가하면 바이패스 밸브가 열려 연료가 #2 보조 매니폴드로 흐를 수 있도록 합니다.

레버가 차단 및 하역 위치(0°)에 있으면(그림 13, a) 두 매니폴드에 대한 연료 공급이 차단됩니다. 이때, 배출구(플런저의 구멍을 통해)가 "언로드" 구멍과 정렬되어 매니폴드에 남아 있는 연료를 외부로 배출합니다. 이는 열이 흡수될 때 연료가 끓고 시스템이 코킹되는 것을 방지합니다. 엔진이 정지되었을 때 시동 제어 장치로 들어가는 연료는 바이패스 포트를 통해 연료 펌프 입구로 전달됩니다.

레버가 작동 위치에 있으면 (그림 13, b) 매니폴드 1 번 출구가 열리고 우회 구멍이 막힙니다. 엔진이 가속되면 바이패스 밸브가 열리고 매니폴드 2가 채워지기 시작할 때까지 연료 흐름과 매니폴드 압력이 증가합니다. 매니폴드 #2가 가득 차면 시스템 #2로 전달된 연료량만큼 총 연료 소비량이 증가하고 엔진은 계속해서 공회전 상태로 가속됩니다. 레버를 작동 위치(45° 또는 72°)에서 최대 정지 위치(90°)까지 이동하면 발사 제어 장치가 더 이상 엔진의 연료량에 영향을 주지 않습니다.

일반적인 설치를 위한 연료 관리 시스템 작동. 연료관리시스템의 운용은 다음과 같이 구분된다. :

1. 엔진 시동. 엔진 시동 사이클은 스로틀을 공회전 위치로 이동하고 시동 제어 레버를 꺼짐 위치로 이동하여 시작됩니다. 점화 장치와 시동 장치가 켜지고 LP 로터의 필요한 회전 속도에 도달하면 발사 제어 레버가 작동 위치로 이동합니다. 정상적인 조건에서 성공적인 점화는 약 10초 내에 달성됩니다. 성공적인 점화 후 엔진은 유휴 모드로 가속됩니다.

시동 시퀀스 동안 연료 제어 시스템 제어 밸브는 저유량 위치에 있습니다. 가속 중에는 압축기 출구(P 3)의 압력이 증가합니다. P x 와 P y 는 가속 중에 동시에 증가합니다(P x = P y). 압력 증가는 벨로우즈 18에 의해 감지되어 분배 밸브가 더 많이 열리도록 합니다. LP 로터가 낮은 가스 회전 속도에 도달하면 원심추의 힘이 조절기 스프링의 조임력을 초과하기 시작하고 조절기 밸브 13이 열립니다. 이로 인해 압력 차이(P y - P x)가 발생하여 낮은 가스 작동에 필요한 가스 연료 소비량에 도달할 때까지 분배 밸브를 닫습니다.

선택한 회전자 속도(공회전 주파수)와 엔진 로터 속도의 편차는 조절기의 원심분리추에 의해 감지되며, 결과적으로 추 부분에 작용하는 힘이 증가하거나 감소합니다. 원심력의 변화로 인해 조속기 밸브가 움직이게 되고, 이로 인해 정확한 속도를 복원하기 위해 연료 흐름이 변경됩니다.

쌀. 12. 제어 장치 시작

오버클러킹 스로틀 12를 공회전 위치 이상으로 움직이면 조절기 스프링의 조임력이 증가합니다. 이 힘은 원심추의 저항을 극복하고 레버를 움직여 조절기 밸브를 닫고 농축 밸브를 엽니다. 압력 P x 및 P y는 즉시 증가하고 분배 밸브가 개방 방향으로 이동하게 합니다. 그러면 가속도는 증가하는 함수입니다(P x = P y).

연료 소비가 증가하면 저압 로터가 가속됩니다. 설계 속도 지점(약 70~75%)에 도달하면 원심분리기의 힘이 농축 밸브 스프링의 저항을 극복하고 밸브가 닫히기 시작합니다. 농축 밸브가 닫히기 시작하면 압력 P x 및 P y가 증가하여 조절기 벨로우즈 및 분배 밸브의 이동 속도가 증가하여 가속 중 연료 분사 프로그램에 따라 속도가 증가합니다.

LP 및 HP 로터의 회전 속도가 증가함에 따라 프로펠러 조절기는 프로펠러 피치를 증가시켜 선택된 주파수에서 HP 로터의 작동을 제어하고 증가된 출력을 추가 추력으로 수용합니다. 원심분리추의 힘이 다시 조절기 스프링의 조임을 극복하고 조절기 밸브를 열면 가속이 완료됩니다.

조정. 가속 사이클이 완료된 후, 선택한 회전자 속도와 엔진 로터 속도의 편차는 원심력에 의해 감지되고 하중으로 인한 충격력의 증가 또는 감소로 표현됩니다. 이러한 변경으로 인해 거버너 밸브가 강제로 열리거나 닫히고 올바른 속도를 복원하는 데 필요한 연료 흐름이 조정됩니다. 조정 과정 동안 밸브는 조정 또는 "부동" 위치로 유지됩니다.

고도 보상. 이 연료 관리 시스템에서는 고도 보상이 자동으로 이루어집니다. 진공 벨로우즈 18은 기본 절대 압력 값을 제공합니다. P 3 압축기 출구의 압력은 엔진 속도와 공기 밀도의 척도입니다. P x는 압축기 출구의 압력에 비례하며 공기 밀도가 감소함에 따라 감소합니다. 압력은 연료 소비를 줄이기 위해 작동하는 진공 벨로우즈에 의해 감지됩니다.

터빈 출력 제한. 프로펠러 레귤레이터의 일부인 고압 로터 레귤레이터 유닛은 연료 제어 유닛으로부터 라인을 따라 압력 Py를 전달받습니다. HP 터빈이 과속되면 조절기 블록의 우회 구멍이 열려 프로펠러 조절기를 통해 압력 Ру를 배출합니다. 압력 Py가 감소하면 연료 제어 장치의 분배 밸브가 닫히는 방향으로 이동하여 연료 소비와 가스 발생기의 회전 속도가 감소합니다.

엔진 정지. 시동 제어 레버를 OFF 위치로 옮기면 엔진이 정지됩니다. 이 동작으로 인해 수동으로 작동되는 플런저가 차단 및 하역 위치로 이동하여 연료 소비가 완전히 중단되고 이중 매니폴드에서 잔여 연료가 배출됩니다.

4 Bendix DP-L2형 연료제어장치(유압식 장치)

이 수압식 연료 조절기는 JT15D 터보팬 엔진에 설치됩니다(그림 13).

연료는 압력 펌프(P 1)에서 계량 밸브 입구까지 조절기로 공급됩니다. 연료 흐름을 설정하려면 바이패스 밸브와 결합된 계량 밸브가 필요합니다. 제어 밸브 바로 뒤의 연료 하류는 압력 P 2 를 갖습니다. 바이패스 밸브는 일정한 압력차(P 1 - P 2)를 유지합니다.

요소/기능:

입력 연료 - 연료 탱크에서 나옵니다.

필터 - 메쉬가 거칠고 자체 방전됩니다.

기어 펌프 - 압력 P 1로 연료를 공급합니다.

필터 - 작은 피치의 메쉬가 있습니다(미세 필터).

안전 밸브 - 펌프 출구에서 과도한 연료 압력 P 1이 증가하는 것을 방지하고 급속 감속 중에 차압을 조절하는 데 도움이 됩니다.

차압 조절기 - 과잉 연료(P 0)를 우회하고 분배 밸브 주위에 일정한 차압(P 1 - P 2)을 유지하는 유압 메커니즘입니다.

바이메탈 연료 온도 디스크 - 연료 온도를 변경하여 비중 변화를 자동으로 보상합니다. 다른 연료 비중이나 다른 연료 용도에 맞게 수동으로 조정할 수 있습니다.

계량 밸브 - 연료 인젝터에 압력 P 2로 연료를 공급합니다. 벨로우즈를 투여 바늘에 연결하는 토션 바를 사용하여 위치를 지정합니다.

최소 유량 제한기 - 감속 중에 제어 밸브가 완전히 닫히는 것을 방지합니다.

최대 유량 제한기 - 다음에 따라 최대 로터 속도를 설정합니다. 한계값엔진;

이중 벨로우즈 블록 - 레귤레이터 벨로우즈는 압력 P x 및 P y를 감지하고 기계식 변속기를 배치하며 연료 공급 프로그램과 엔진 속도를 변경합니다. 엔진 속도를 줄이기 위해 압력 Py가 감소하면 감속 벨로우즈가 정지 지점까지 확장됩니다.

온도 센서 - 바이메탈 디스크는 엔진 T 2 입구의 온도를 감지하여 벨로우즈 P x의 압력을 제어합니다.

농축 밸브 - 압축기 압력 P c를 받고 이중 벨로우즈 블록 P x 및 P y의 압력을 제어합니다. 거의 동일한 작동 압력을 유지하기 위해 속도가 증가하면서 닫힙니다.

로터 조절기 VD - 로터 속도가 증가함에 따라 원심력의 작용으로 원심 중량이 눌려집니다. 이는 압력 P y를 변화시킵니다.

스러스트 레버 - 조절기 위치 지정을 위한 하중을 생성합니다.

제어 기능 :

연료 펌프는 압력 P 1로 계량되지 않은 연료를 공급 조절기에 공급합니다.

압력 P는 유체역학적 연료 조절기의 단순화된 다이어그램(그림 9)에서 이전에 설명한 것과 동일한 방식으로 제어 밸브 통로 주변에서 떨어집니다. 압력 P 1은 엔진에 공급되는 P 2로 바뀌고 여기서는 차압 조절기라고 불리는 감압 밸브의 작동에 영향을 미칩니다.

펌프 흡입구로 다시 전달되는 연료는 P 0 로 표시됩니다. 노즐은 펌프 입구의 연료 압력보다 큰 압력 P 0을 유지합니다.

쌀. 13. 캐나다의 Pratt & Whitney JT-15 터보팬 엔진에 설치된 Bendix DP-L 수압식 연료 조절기

펌프 흡입구로 다시 전달되는 연료는 P 0 으로 표시됩니다. 노즐은 펌프 입구의 연료 압력보다 큰 압력 P 0을 유지합니다.

공압 섹션에는 압축기 P c의 출력에서 압력이 공급됩니다. 일단 변경되면 압력 P x 및 P y로 바뀌어 주 제어 밸브를 위치시킵니다.

스로틀을 앞으로 움직일 때:

a) 원심 중량이 수렴하고 튜닝 스프링의 조임력이 중량의 저항보다 큰 것으로 나타났습니다.

b) 조절 밸브가 바이패스 P y를 중지합니다.

c) 농축 밸브가 닫히기 시작하여 P c가 감소합니다(바이패스 밸브 P y가 닫힌 상태에서는 이러한 높은 압력이 필요하지 않음).

d) P x 와 P y 는 조절기 표면에서 균형을 이루고 있습니다.

e) P 압력이 우세해지고(그림 11), 진공 벨로우즈와 조절기 벨로우즈의 로드가 아래로 이동합니다. 다이어프램은 그러한 움직임을 허용합니다.

f) 기계식 기어가 시계 반대 방향으로 회전하고 주 제어 밸브가 열립니다.

f) 엔진 속도가 증가하면 원심 하중이 분산되고 조절기 밸브가 열려 Py를 우회합니다.

g) 농축 밸브가 다시 열리고 압력 P x가 압력 값 P y로 증가합니다.

h) 압력 Р у의 감소는 조절기 벨로우즈와 로드의 반대 방향으로의 움직임을 촉진합니다.

i) 토션 바가 시계 방향으로 회전하여 연료 소비를 줄이고 엔진 로터 속도를 안정화합니다.

공회전 정지 시 스로틀 브레이크가 작동하는 경우:

a) 다음으로 인해 원심분리가 눌려집니다. 고주파하중으로 인한 회전력이 설정 스프링을 조이는 것보다 큽니다.

b) 조절 밸브가 열리면 압력 Р у가 해제되고 안전 밸브도 압축되어 추가 압력 Р у가 해제됩니다.

c) 농축 밸브가 열리고 압력 P x가 증가한 공기가 통과할 수 있습니다.

d) 압력 P x는 조절기의 팽창을 촉진하고 감속 벨로우즈가 정지하고 조절기 로드도 올라가고 주 분배 밸브가 닫히기 시작합니다.

e) 엔진 로터 속도가 감소함에 따라 압력 P x가 감소하지만 진공 벨로우즈는 조절기 막대를 위쪽 위치에 유지합니다.

e) 회전 속도가 감소하면 원심 중량이 수렴하여 압력 Ру와 안전 밸브로 공기 바이패스를 닫습니다.

f) 농축 밸브도 닫히기 시작하고 압력 P y는 P x에 비해 증가합니다.

g) 감속 벨로우즈가 아래로 이동하고 분배 밸브가 약간 열리고 로터 속도가 안정됩니다.

고정된 스로틀 위치에서 외부 공기 온도가 상승하는 경우:

a) 센서 T 12는 진공 벨로우즈의 위치를 유지하고 지정된 가속 프로그램을 유지하면서 압력 P x 로 공기 우회를 줄이고 낮은 압력 P c에서 안정화하기 위해 확장됩니다. 저것. 유휴 모드에서 이륙까지의 가속 시간은 외부 온도가 높을 때와 낮을 때 모두 동일하게 유지됩니다.

5 전자 연료 공급 프로그래밍 시스템

전자 기능을 갖춘 연료 계량 시스템은 과거에는 유체역학적 및 수압식 시스템만큼 널리 사용되지 않았습니다. 최근 몇 년 동안 상업 및 비즈니스 항공용으로 개발된 대부분의 새로운 엔진에는 전자 거버너가 장착되어 있습니다. 전자 조절기는 전자 센서가 추가로 포함된 유체역학적 장치입니다. 전자 회로는 항공기 버스 또는 자체 특수 발전기에서 전원을 공급받습니다. 교류, 배기가스 온도, 경로에 따른 압력, 엔진 로터 속도 등 엔진 작동 매개변수를 분석합니다. 이러한 매개변수에 따라 시스템의 전자 부품은 필요한 연료 소비량을 정확하게 계산합니다.

5.1 시스템 예시(롤스로이스 RB-211)

RB-211은 대형 3단 터보팬 엔진입니다. 여기에는 유체역학적 연료 공급 프로그래밍 시스템의 일부인 제어 전자 조절기가 있습니다. 전자 조속기 장치의 증폭기는 엔진이 이륙 모드에서 작동 중일 때 엔진 온도가 초과되지 않도록 보호합니다. 다른 작동 조건에서는 연료 조절기가 유체 역학 시스템에서만 작동합니다.

그림의 분석에서. 도 14에서 레귤레이터 증폭기는 LPT로부터 입력 신호와 LP 및 HP 압축기의 두 가지 회전 속도를 수신하는 것을 볼 수 있습니다.

조절기는 엔진 출력이 최대치에 도달할 때까지 유체역학적 연료 공급 프로그램에 따라 작동하며, 그 다음에는 전자 조절기 증폭기가 연료 공급 제한기로 기능하기 시작합니다.

쌀. 14. 연료 공급 프로그램을 제어하는 전자 조절기를 갖춘 연료 시스템

이 시스템의 차압 조절기는 그림 1의 유체역학적 연료 공급 조절기의 단순화된 다이어그램에서 감압 밸브의 기능을 수행합니다. 10. 엔진 출력이 최대에 도달하고 터빈의 지정된 가스 온도와 압축기 샤프트 속도에 도달하면 차압 조절기가 연료 분사기로의 연료 흐름과 펌프 흡입구로의 연료 흐름을 줄입니다. 이 시스템의 연료 공급 조절기는 고압 엔진 로터의 회전 속도, 경로를 따른 압력(P 1, P 2, P 3) 및 스로틀 위치에 대한 신호를 수신하는 유체역학적 장치 역할을 합니다.

그림에서 다음과 같다. 도 14에 도시된 바와 같이, 연료 조절기는 엔진으로부터 다음 신호를 수신하여 연료 공급 프로그램을 생성합니다.

스로틀 설치 각도;

p 1 - 압축기(팬) 입구의 총 압력

p 3 - 두 번째 단계 압축기 출구의 총 압력 (중간 압축기)

p 4 - 압력 형성 출구의 총 압력;

N 3 - HPC 로터의 회전 속도;

N 1 - LPC 로터(팬)의 회전 속도;

N 2 - 중간 압축기 로터의 회전 속도;

터빈의 가스 온도(LPT 출구);

레귤레이터 증폭기의 기능을 차단하는 명령;

농축 - 연료 공급 증가 장치는 0° 미만의 외부 온도에서 엔진을 시동하는 데 사용됩니다.

3.5.2 시스템 예(Garrett TFE-731및 ATF-3) TFE-731 및 ATF-3은 비즈니스 항공용 차세대 터보팬 엔진입니다. 연료 공급 프로그램을 완전히 제어하는 전자 제어 시스템 장치가 장착되어 있습니다.

그림의 다이어그램에 따르면. 15 전자 컴퓨터는 다음과 같은 입력 신호를 수신합니다.

N 1 - 팬 회전 속도;

N 2 - 중간 압축기의 로터 속도:

N 3 - 고압 압축기 로터 속도;

Tt 2 - 엔진 입구의 전체 온도;

Tt 8 - HPT 입구 온도;

pt 2 - 총 입구 압력;

입력 전원 - 28V DC;

영구 자석 발전기;

스로틀 설치 각도;

VNA 위치;

Рs 6 - 터보머신 엔진 출구의 정압.

쌀. 15. 연료 공급 프로그램을 완벽하게 제어할 수 있는 전자식 연료 시스템 조절기

연료 조절기의 전자 부분은 입력 데이터를 분석하고 BHA 설비에 명령을 보내고 연료 조절기의 유체역학적 부분에 의한 연료 공급을 프로그래밍합니다.

제조업체는 이 시스템이 유사한 유체역학적 시스템보다 연료 공급 프로그램을 완전하고 더 정확하게 제어한다고 주장합니다. 또한 터보프롭 엔진 입구의 온도와 기타 중요한 엔진 매개변수를 지속적으로 모니터링하여 시동부터 이륙까지 온도 및 속도 오버슈트, 급가속 시 흐름 정체로부터 엔진을 보호합니다.

5.3 시스템 예시(G.E./Snecma CFM56-7B)

CFM56-7B 엔진(그림 16)은 FADEC(Full Authority Digital Engine Control)라는 시스템을 사용하여 작동합니다. 그녀는 수행 모든 권한항공기 시스템의 입력 명령에 응답하여 엔진 시스템을 제어합니다. FADEC는 또한 조종석 디스플레이, 엔진 상태 모니터링, 유지 관리 보고 및 문제 해결을 위한 정보를 항공기 시스템에 제공합니다.

FADEC 시스템은 다음 기능을 수행합니다.

LP 및 HP 로터에 의한 한계 매개변수 초과에 대한 연료 공급 및 보호 프로그래밍을 수행합니다.

시동 사이클 동안 엔진 매개변수를 모니터링하고 터빈의 가스 온도가 한계를 초과하는 것을 방지합니다.

수동 및 자동의 두 가지 모드에 따라 견인력을 제어합니다.

압축기 흐름과 터빈 간극을 제어하여 최적의 엔진 작동을 보장합니다.

두 개의 스로틀 잠금 전자석을 제어합니다.

FADEC 시스템의 요소. FADEC 시스템은 다음으로 구성됩니다.

채널 A와 B라고 불리는 두 개의 동일한 컴퓨터를 포함하는 전자 조절기. 전자 조절기는 제어 계산을 수행하고 엔진 상태를 모니터링합니다.

전자 조절기의 전기 신호를 밸브 액츄에이터 및 엔진 액츄에이터의 압력으로 변환하는 유체역학적 장치;

제어 및 모니터링을 위한 밸브, 액추에이터 및 센서와 같은 주변 구성 요소.

비행기/전자 컨트롤러 인터페이스(그림 16). 항공기 시스템은 아래에 설명된 대로 엔진 추력, 제어 명령, 항공기 상태 및 비행 조건에 대한 정보를 전자 컨트롤러에 제공합니다.

스로틀 위치에 대한 정보는 전기적 불일치 각도 신호의 형태로 전자 컨트롤러로 전송됩니다. 이중 변환기는 조종석의 스로틀에 기계적으로 부착됩니다.

비행 정보, 엔진 목표 명령 및 데이터는 ARINC-429 버스를 통해 항공기의 전자 디스플레이 장치에서 각 엔진으로 전송됩니다.

선택된 개별 항공기 신호 및 정보 신호는 배선을 통해 전자 컨트롤러에 공급됩니다.

엔진 후진 위치에 대한 신호는 전선을 통해 전자 컨트롤러로 전송됩니다.

전자 거버너는 항공기의 개별 블리드 에어 및 비행 구성(지상/비행 및 플랩 위치) 정보를 사용하여 작동 조건을 보상하고 가속 중 연료 공급 프로그래밍을 위한 기초로 사용합니다.

FADEC 인터페이스 FADEC 시스템은 테스트 장비가 내장된 시스템입니다. 이는 자체 내부 또는 외부 결함을 감지할 수 있음을 의미합니다. 모든 기능을 수행하기 위해 FADEC 시스템은 전자 컨트롤러를 통해 항공기 컴퓨터에 연결됩니다.

전자 조속기는 전자 조속기와 항공기 시스템 간의 인터페이스인 일반 정보 표시 시스템의 항공기 표시 장치로부터 명령을 받습니다. 디스플레이 시스템의 두 장치 모두 비행 전체 및 정압 신호 생성 시스템과 비행 제어 컴퓨터에서 다음 데이터를 제공합니다.

추력을 계산하기 위한 공기 매개변수(고도, 총 기온, 총 압력 및 M)

스로틀의 각도 위치.

쌀. 16. G.E./Snecma CFM56-7 엔진의 연료 시스템 다이어그램

FADEC 디자인. FADEC 시스템은 2채널 전자 조정기를 기반으로 구축되어 완전히 이중화되어 있습니다. 밸브와 액추에이터에는 조절기에 피드백을 제공하는 이중 센서가 장착되어 있습니다. 모니터링되는 모든 입력 신호는 양방향이지만 모니터링 및 표시에 사용되는 일부 매개변수는 단방향입니다.

시스템 신뢰성을 높이기 위해 한 채널의 모든 입력 신호는 교차 링크 데이터 링크를 통해 다른 채널로 전송됩니다. 이를 통해 한 채널의 중요한 입력 신호가 손상되더라도 두 채널 모두 계속 작동할 수 있습니다.

채널 A와 B는 모두 동일하고 지속적으로 작동하지만 서로 독립적입니다. 두 채널 모두 항상 입력 신호를 받아 처리하지만 활성 제어라고 하는 한 채널만 제어 신호를 생성합니다. 다른 채널은 중복됩니다.

작동 중 전자 조정기에 전압이 인가되면 활성 채널과 백업 채널이 선택됩니다. 내장된 테스트 장비 시스템은 오류 또는 오류 조합을 감지하고 격리하여 링크 상태를 유지하고 유지 관리 데이터를 항공기 시스템에 전달합니다. 활성 및 백업 채널 선택은 채널 상태를 기반으로 하며 각 채널은 자체 상태를 설정합니다. 가장 서비스 가능한 것이 활성 항목으로 선택됩니다.

두 채널의 상태가 동일한 경우 저압 로터 속도가 10,990rpm을 초과하면 엔진이 시동될 때마다 활성 채널과 백업 채널이 번갈아 선택됩니다. 채널이 손상되어 활성 채널이 엔진 제어 기능을 수행할 수 없는 경우 시스템은 엔진을 보호하는 오류 방지 모드로 전환됩니다.

피드백을 통한 레귤레이터 작동. 전자 거버너는 폐쇄 루프 제어를 사용하여 다양한 엔진 시스템을 완전히 제어합니다. 컨트롤러는 명령이라고 하는 시스템 요소의 위치를 계산합니다. 그런 다음 컨트롤러는 명령을 요소의 실제 위치와 비교하는 피드백이라는 작업을 수행하고 요청이라는 차이를 계산합니다.

전자 조절기는 유체 기계 장치의 전기 유압식 서보 밸브를 통해 요소(밸브, 동력 구동 장치)에 신호를 보내 요소를 움직이게 합니다. 시스템의 밸브나 액추에이터가 움직일 때 전자 컨트롤러는 피드백을 통해 요소의 위치에 대한 신호를 받습니다. 요소 위치 변경이 멈출 때까지 프로세스가 반복됩니다.

입력 매개변수. T 49.5(배기가스 온도), T 5(LP 터빈 출구 온도), Ps 15(팬 출구 정압), P 25(HPC 입구 전체 온도) 및 WF를 제외한 모든 센서는 이중 센서입니다. (연료 소비). 센서 T 5, Ps 15 및 P 25는 선택 사항이며 모든 엔진에 설치되지는 않습니다.

계산을 수행하기 위해 전자 컨트롤러의 각 채널은 데이터 전송의 교차 연결을 통해 자체 매개변수 값과 다른 채널의 매개변수 값을 수신합니다. 두 값 그룹 모두 각 채널의 테스트 프로그램을 통해 타당성을 확인합니다. 각 판독값에 대한 신뢰도 점수를 기준으로 올바른 값을 선택하거나 두 값의 평균을 사용합니다.

이중 센서 오류가 발생하는 경우 사용 가능한 다른 매개변수에서 계산된 값이 선택됩니다. 이는 다음 옵션에 적용됩니다.

×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 نàâë هيè ه يà âûُî نه ىïً هٌٌîًà (시 3);

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

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

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

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

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 ڒٍîًà (ًèٌ. 17). هًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نâَُêà يàëü يûé êî ىïü‏ٍ هً , ïî ىهù هييûé â àë‏ ىè يè هâûé لëîê, êîٍîًûé çàêً هïë هي يà ïًàâîé ٌٍîًî يه وَُà â هيٍèë Ғٍîًà â ïîîî وهيèè 2 ¼àٌà. × هٍûً ه ٌٍَà يîâînn يûُ لîëٍà ٌ نهىïô هًà ىè î لهٌï ه ÷èâà‏ٍ çàùèٍَ îٍ َنàًîâ è âè لًàِèè.

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

예. 17. вë هêًٍî ييûé G.E./Snecma CFM56-7B의 이름은 다음과 같습니다.

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 (11월 18일). اà مëَّêà ًàٌïîç يàâà يè ے يî ىè يàëü يîé ُàًàêٍ هًèٌٍèêè نâè مàٍ هë ے î لهٌï ه ÷èâà هٍ ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً è يôîً ىàِè هé î êî يôè مًَàِèè نâè مàٍ هë ے نë ے همî ïًàâèëü يîé ًà لîٍû. فٍà çà مëَّêà, çàêً هïë هييà ے يà êîًïٌَ ه â هيٍèë ےٍîًà ٌ ïî ىîùü‏ ىهٍàëëè÷ هٌêîé ïëà يêè, âٌٍàâë ےهٌٍے â î نè ي èç ًàçْ هىîâ يà êîًïٌَ ه ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà. اà مëَّêà îٌٍà هٌٍے ٌ نâè مàٍ هë هى نà وه â ٌëَ÷à ه çà ىهيû ‎ë هêًٍî ييî مî ًهمَë ےٍîًà. اà مëَّêà âêë‏÷à هٍ â ٌهلے êî نèًَ هىَ ‏ ٌُهىَ , ïًèïà ےييَ ‏ ê يهىَ , êîٍîًَ‏ âîٌïًè يè ىà هٍ è èٌïîëüçَ هٍ ‎ë هêًٍî ييûé ًهمَë ےٍîً نë ے îïً هنهë هيè ے â هëè÷è يû ٍےمè, êîٍîًَ‏ ٌىî وهٍ î لهٌï ه ÷èٍü نâè مàٍ هëü.

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

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

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

러시아 연방 고등 인증위원회의 전문 분야05.13.01
페이지 수 87

1. 일반적인 특성일하다

3. 결론 및 결과

1. GTE의 선형 동적 모델. 센서 및 액추에이터 모델

1.1. 선형 근사 시스템

1.2. 0차 및 1차 정확도

1.3. 두 평형점에서 알려진 선형 근사 시스템을 기반으로 구성된 LDM

1.4. n개의 알려진 선형 근사 시스템을 사용하여 LDM을 구축합니다. 가장 가까운 평형점 정리

1.5. 액추에이터 및 센서 모델

1.6. 속도 측정 채널 모델

1.7. 가스 온도 측정 센서 모델(열전대)

1.8. 압력 및 온도 센서 모델

1.9. 액추에이터 모델"

1.10. 소프트웨어 테스트 콤플렉스

2. LDM 기반의 GTE 제어 시스템

2.1. 최신 가스 터빈 엔진 자동 제어 시스템의 기본 요구 사항

2.2. LDM 기반 자주포의 구조

2.3. 필요한 터보차저 회전자 속도와 그 파생물을 유지하기 위한 회로 설명

2.4. 터보차저 로터의 감소된 회전속도와 물리적인 회전속도를 제한하는 회로, 백업회로

2.5. 전력 및 토크 제어 회로

2.6. 무료 터빈 속도 제한 회로

2.7. 가스 온도 제한 회로

2.8. 필요한 연료 소비를 유지하기 위한 회로

2.9. 자주포에 내장된 엔진의 단순화 모델

2.10. 기울기 공차 제어

2.11. 자주포 전자부품 요구사항

2.12. 결론

3. 전통적인 유형의 SAU에 대한 설명. 비교의

3.1. 일반 사항

3.2. 전통적인 자주포의 구조

3.3. 터보차저 로터 속도 제어 회로

3.4. 터보차저 로터의 미분 속도에 대한 제한 회로 71 3.5. 기타 제한 및 제어 회로 73 3.6. LDM을 기반으로 한 고전 자주포와 자주포의 비교 분석

논문 소개(초록의 일부) "가스터빈 엔진의 자동 제어 시스템 분석"이라는 주제로

문제의 관련성. 가스 터빈 엔진은 현재 군사 및 민간 항공뿐만 아니라 에너지 부문 및 해상 운송에 사용되는 가스 펌프장 및 소형 발전소의 드라이브에도 널리 사용됩니다.

IV 및 V 세대 엔진을 만들려면 관리 분야에서 그에 상응하는 진전이 필요합니다. 70년대 중반부터 디지털 전자 조정기를 사용하여 발전소를 제어하는 전환이 중요해졌습니다. 이는 더욱 발전되고 복잡한 제어 알고리즘의 사용을 요구하는 제어 작업의 복잡성 증가와 개발에 의해 촉진되었습니다. 전자 기술, 그 결과 엔진 작동에 일반적인 조건에서 전자 조절기의 작동성을 보장하는 것이 가능해졌습니다.

중앙연구소항공 엔진 빌딩(N.I. Baranov의 이름을 딴 SSC RF CIAM) 제안은 기존 시스템 외에도 다음 제어를 수행해야 하는 지능형 적응형 자동 제어 시스템(ACS)의 소프트웨어 및 알고리즘 구성의 구조와 특정 방법에 대해 공식화되었습니다. 기능:

엔진 상태 인식(특징 부품의 저하, 고장 발생, 정상 모드 또는 과도 모드 작동 등)

엔진 상태 인식 결과에 따른 제어 목표 설정;

주어진 목표 달성을 보장하는 엔진 제어 방법 선택(주어진 엔진 작동 조건에 최적인 제어 프로그램 세트 선택)

제어 알고리즘 매개변수의 형성 및 선택을 통해 선택한 프로그램을 사용할 때 지정된 제어 품질을 보장할 수 있습니다.

자동 제어 및 모니터링을 위한 신뢰할 수 있고 효율적인 디지털 장치 생성을 해결하지 못한 채 중요한 수학적 문제 현대적인 상황엔진, 센서 및 액추에이터의 수학적 모델을 개발하고 특정 실제 적용 조건에 적응하는 것은 거의 불가능합니다. 자동 제어 시스템의 전체 개발 주기는 다양한 수준의 복잡성을 지닌 여러 유형의 모델을 사용하여 달성할 수 있다는 것이 일반적으로 인정됩니다. 전체적으로 단지는 여러 가지 요구 사항을 충족해야 하며 그 주요 요구 사항은 다음과 같습니다.

발전소 작동 모드의 전체 변화 범위에서 변화하는 비행 조건 하에서 정상 상태 및 과도 작동 모드를 시뮬레이션하는 능력

제어 문제를 해결하기에 충분한 정상 상태 및 과도 모드에서 모델링 정확도를 얻습니다.

허용되는 컴퓨터 계산 시간

준실제 스탠드에서 사용하도록 의도된 모델에 대해 자연(실제) 및 가속 시간에서 계산을 수행하는 기능입니다.

그러나 오늘날 치열한 경쟁 상황에서 선두에 뒤처지는 상당한 격차가 있습니다. 외국 제조업체확립된 경제적 관계가 붕괴됨에 따라 시간 요인은 자주포 개발 과정에 점점 더 많은 영향을 미치고 있습니다. 안타깝게도 위의 요구사항을 모두 만족할 수는 없습니다. 촉박한 마감일특히 숙련된 전문가가 급격히 부족한 경우에는 더욱 그렇습니다. 반면, 개별 구성요소 및 조립품의 고장을 인식하고 작동 저하를 진단하는 작업에는 엔진 모델을 사용하는 작업이 포함됩니다. 자동 제어 및 모니터링 장치에 내장된 센서 및 액추에이터. 이 모델에는 가장 엄격한 성능 요구 사항이 적용되며 진단 품질과 오류 감지 가능성은 정확성에 직접적으로 좌우됩니다.

다양한 설계 단계에서 구조와 내용이 다른 모델을 사용하려면 추가 시간이 많이 필요합니다. 이 작업은 효과적인 ACS 개발 중에 발생하는 일련의 문제를 해결하기 위해 매우 간단한 선형 동적 모델(LDM)을 사용할 수 있는 가능성을 탐구합니다.

검증 알고리즘을 최적화하여 개발 시간을 대폭 단축할 수 있습니다. 소프트웨어, 자주포에 내장되어 있습니다. 이 경우 주요 역할은 연구 중인 시스템 모델에 의해 수행됩니다. 여기서 가장 큰 문제는 값비싼 반자연적 스탠드 대신 엔진 모델, 센서, 액추에이터, 자동 제어 시스템의 측정 및 제어 채널을 결합한 특수 테스트 소프트웨어 패키지를 만드는 것입니다. 반자연적 테스트벤치는 엔진과 그 위에 설치된 센서, 액츄에이터의 작동을 시뮬레이션하는 시스템입니다. 반자연적 스탠드의 중요한 품질은 소프트웨어나 하드웨어 부품뿐만 아니라 전자 자주포 전체를 테스트하는 데 사용된다는 것입니다. 소프트웨어 테스트 콤플렉스는 디지털 자동 제어 시스템의 소프트웨어와 여기에 내장된 알고리즘을 테스트하는 문제만 효과적으로 해결합니다. 이 경우 하드웨어 구현 기능은 반자연적 스탠드와 같이 직접적으로 고려되지 않고 측정 및 제어 채널 모델을 통해 간접적으로 고려됩니다. 이 경우 ACS 하드웨어에 필요한 검사를 테스트 콘솔에 할당하여 입력 신호를 시뮬레이션하고 제어 작업을 제어할 수 있습니다.

반자연적 스탠드는 테스트 콘솔이나 소프트웨어 테스트 콤플렉스보다 더 효과적인 검증 도구이지만, 생성의 노동 강도는 ACS 자체 생성과 비슷하며 경우에 따라 이를 초과하기도 합니다. 자주포를 "어제" 만들어야하는 방식으로 기한이 정해져있는 상황에서는 반감기 스탠드를 만드는 문제도 제기되지 않습니다.

가능한 최단 시간에 가스 터빈 엔진용 자동 제어 시스템을 만드는 과정에서 새로운 수학적 방법을 개발하고 기존 수학적 방법을 적용합니다. 최소 비용재료 및 엔지니어링 자원은 시급한 작업입니다. 이는 복잡하며 다양한 단계에서 다양한 수학적 및 공학적 문제를 해결하는 것으로 귀결됩니다. 컴퓨터의 개입과 수학적 모델의 사려 깊은 사용 없이는 문제를 해결할 수 없습니다. 가스 터빈 엔진의 작동을 연구하는 데 사용되는 주요 모델 유형은 제어 시스템, 센서 및 액추에이터의 유체 역학 및 전자 구성 요소입니다.

요소별 모델. 이러한 모델에서는 시스템의 설계 특성이 매개변수로 직접 고려됩니다. 요소별 모델을 개발하려면 상당한 시간이 필요하지만 이 경우 구조 요소의 마찰, 액츄에이터에 가해지는 힘, 유체 역학 구멍의 흐름 단면 모양 변화 등 다양한 요소를 정확하게 식별할 수 있습니다. 기기, 부품 마모, 발급 결정 지연 등.

대략적인 비선형 모델. 이는 전체 모드 범위에서 작업을 재현하고 객체의 동적 속성과 정적 특성을 단순화된 방식으로 설명합니다. 이 모델은 "대규모" 연구를 위해 설계되었으며 자연스러운(실시간) 계산이 가능합니다. (실시간으로 계산을 수행하는 능력은 컴퓨터의 성능, 선택한 프로그래밍 언어, 운영 체제, 프로그래밍 품질 및 계산 최적화 수준).

선형화된 모델. 이는 제한된 정적 특성 지점 세트 근처에서 시스템의 동작을 재현합니다. 표준 등가 비선형 요소를 사용할 수 있습니다. 이러한 모델은 일반적으로 규제 안정성과 같은 "소형"을 연구하는 데 사용됩니다. 근사 비선형 모델을 선형 모델로 대체하는 것이 가능합니다. 이러한 교체 옵션 중 하나가 설명되어 있습니다. 이 접근 방식의 장점과 단점은 작업의 첫 번째 장에서 자세히 설명합니다.

가스 터빈 엔진 제어 시스템 생성과 관련된 문제를 해결할 때 요소별 모델은 자동 제어 시스템의 유체 역학 구성 요소 및 어셈블리를 설명하는 데 가장 자주 사용됩니다. 전체 작동 모드 범위에 걸쳐 가스 터빈 엔진의 작동을 설명하기 위해 대략적인 비선형 모델이 사용됩니다. 가스 터빈 엔진의 선형 모델은 제어 시스템의 안정성을 연구할 때 사용하기에 적합한 것으로 간주됩니다.

최근 몇 년 동안 엔진과 자주포의 현대화를 포함하여 항공 장비의 현대화 문제가 화제가 되었습니다. 임무는 최소한의 재료비로 최대의 효과를 얻는 것입니다. 특히, 현대적이고 저렴한 요소 베이스를 사용하고 자주포에 포함된 전자 장치의 수를 줄임으로써 동일한 기능을 유지하면서 자주포의 비용을 줄일 수 있습니다. 이와 함께 제어 알고리즘을 정교화 및 복잡화하고 진단 시스템을 개선하며 엔진의 작동 시간 및 기술 조건에 대한 계정을 도입함으로써 ACS 작동의 품질을 향상시키는 것이 가능해졌습니다.

항공기 엔진 자주포의 개발에 영향을 미치는 여러 가지 중요한 요소가 일치할 때 독특한 상황이 발생했습니다.

이전에는 접근할 수 없었던 수단을 사용하여 새로운 차원에서 가스 터빈 엔진의 제어 및 진단 문제를 해결할 수 있는 전자 컴퓨팅 장치의 혁신적인 개발

비용을 절감하고 운용 신뢰성을 높이기 위해 기존 자주포를 현대화하는 것이 시급합니다.

최근 몇 년간의 위기와 관련된 현대 디지털 자동 제어 시스템의 광범위한 구현이 지연되고 이와 관련하여 이론적 연구 결과와 실제로 사용되는 장치의 수학적 장치 간의 격차가 커지고 있습니다.

이에 따라, 디지털 전자 시스템의 새로운 역량을 고려하여 가스터빈 엔진 제어 문제를 효과적으로 해결하는 자동 제어 시스템의 새로운 독창적인 구조를 개발하는 과제가 시급해졌습니다. 동시에 작업의 품질과 신뢰성을 향상시키기 위해 이전에 성공적으로 사용되었던 여러 알고리즘을 개선하는 것이 가능해졌습니다.

논문 작업의 목표는 현대적인 제어 원리를 기반으로 구축된 효과적인 디지털 엔진 제어 시스템을 개발하는 것입니다. 이 목표를 달성하기 위해 다음과 같은 과제를 설정하고 해결했습니다.

1. 자동 제어 시스템의 독창적인 구조가 개발되어 가스 터빈 엔진 제어 문제를 효과적으로 해결할 수 있습니다.

2. 계산 정확도를 높이기 위해 가스 터빈 엔진의 선형 동적 모델이 개선되었습니다.

3. 측정 채널의 간섭 영향을 줄이기 위해 가스 온도 및 회전 속도 센서의 신호를 처리하는 독창적인 알고리즘이 개발되었습니다.

4. 생성됨 소프트웨어 패키지, 엔진, 센서 및 액추에이터 모델과 함께 ACS에 설치된 소프트웨어의 일부로 알고리즘을 테스트할 수 있습니다.

본 논문은 IL-1에 사용되는 TV7-117S 엔진의 BARK-65 자동제어시스템(Automatic Control and Control Unit) 개발 과정에서 얻은 경험을 바탕으로 자동제어 시스템 구축, 모델링 및 시스템 분석 결과를 기술하고 있다. 114 항공기. BARK-65는 벤치 테스트 단계를 성공적으로 통과했으며 그 동안 능력을 보여주었습니다. 효과적인 관리엔진.

항공기의 발전소는 항공기 날개의 엔진 나셀에 위치한 교체 가능한 TV7-117S 엔진 2개로 구성됩니다. 각 엔진은 6개의 블레이드로 구성된 양방향 SV-34 프로펠러를 구동합니다.

TV7-117S 엔진 제어 시스템은 BARK-65 디지털 제어 장치와 유체역학적 예비 장치로 구성됩니다. BARK-65는 최신 디지털 단일 채널 엔진 제어 시스템입니다. 연료 소비 제어 회로와 터보차저 가이드 베인의 유체역학적 예비력을 보장하기 위해 유체역학적 액추에이터가 사용됩니다. 시스템의 신뢰성을 높이기 위해 주요 제어 프로그램 및 제한 사항을 구성하고 구현하는 모든 센서, 측정 회로, 전기 제어 회로는 다중 채널입니다.

항공기 엔진용 자주포를 만드는 데 필요한 첫 번째 경험은 브랜드 이름 VK-로 알려진 TVZ-117 엔진의 최신 수정 작동 매개변수를 제한하는 BARK-78 자주포를 개발하는 동안 얻었습니다. 2500. BARK-78은 이전에 사용된 전자 장치 ERE(전자 엔진 컨트롤러) 및 RT(온도 컨트롤러)의 기능을 수행하며 본질적으로 매우 간단한 장치이므로 이 작업에서는 이에 대한 설명이 제공되지 않지만 많은 소프트웨어 및 하드웨어 BARK-78에 사용된 솔루션은 BARK-65 자주포 제작에도 사용되었습니다. 여기에는 입력 아날로그 신호의 경사 허용오차 제어 시스템과 두 번째 장에 설명된 열전대 관성 보상기가 포함됩니다.

첫 번째 장에서는 가스 터빈 엔진의 선형 동적 모델을 구성하기 위한 알고리즘을 설명합니다. 에서 제안한 방법을 기반으로 하며, 가장 가까운 평형점을 찾는 방법에 차이가 있습니다. 다음은 소프트웨어 테스트 콤플렉스에 엔진 모델과 함께 포함된 측정 채널 및 실행 채널 모델에 대한 설명입니다.

두 번째 장에서는 이전 장에서 제시한 자료를 기반으로 가스터빈 엔진 제어 시스템을 구축합니다. 최적의 컨트롤러를 구성하는 방법이 설명됩니다. 다양한 제어 프로그램의 선택 및 제한이 이루어지는 수준에 대한 제어 알고리즘의 품질 및 프로그램 복잡성의 의존성이 고려됩니다. 모델과 현장에서 결과 ACS에 대한 테스트 방법에 대한 요구 사항이 공식화되었습니다. 수행되는 테스트의 완전성 문제가 고려됩니다. 획득된 ACS 구조를 기반으로 단순화된 엔진 모델을 구현하기 위한 옵션이 제시되고 이에 대한 최종 요구 사항과 정확도가 공식화됩니다. 장애 및 장애를 식별하기 위한 포괄적인 알고리즘이 구축되었습니다. ACS의 전자 부품에 대한 요구 사항이 마무리되고 있습니다. 어떤 이유로 자주포에 대한 요구 사항을 충족할 수 없는 상황이 연구되었습니다. 엔진에서 BARK-65를 모델링하고 테스트하는 동안 얻은 재료를 비교합니다.

세 번째 장에서는 고전적인 원리를 바탕으로 제작된 자주포를 종합하고 분석합니다. 개발 과정에서 , , 등의 재료(자동 제어 시스템의 구조, 표준 제어 링크), (열전대 관성 보상기 합성, 온도 제한기 합성)이 사용되었습니다. 아래는 작동 비교입니다. "고전적인" 자동 제어 시스템과 제3장에서 구축한 자동 제어 시스템의 효율성. 다양한 자동 제어 시스템을 사용한 결과는 엔진 LDM, 액츄에이터의 요소별 모델 및 측정 회로 모델을 포함하는 첫 번째 장에 설명된 소프트웨어 테스트 콤플렉스를 사용하여 분석되었습니다. "고전적인" 자주포는 구현 용이성 측면에서는 승리하지만 지정된 매개변수를 유지하고 제한하는 정확성 측면에서는 잃습니다.

3. 결론 및 결과

개발 과정에서 다음과 같은 방법과 결과가 사용되었습니다. 즉:

선형 동적 모델을 기반으로 한 엔진 모델;

자동 제어 시스템의 유체역학적 액추에이터의 요소별 모델;

전자 제품에 대한 요구 사항이 공식화되었습니다.

단순화된 엔진 모델이 생성되었으며, 이를 기반으로 특정 센서에 오류가 발생한 경우 해당 모터 매개변수(엔진 상태를 결정하는 변수)를 계산할 수 있습니다.

시스템 모델을 기반으로 BARK-65에 내장된 프로그램에 대한 포괄적인 디버깅 및 검증이 수행되었습니다.

경사 공차 제어 결과 분석, 다양한 측정 채널을 통해 수신된 정보, 단순화된 엔진 모델에서 제공되는 정보를 결합한 독창적인 진단 시스템이 만들어졌습니다.

작업의 주요 결과는 다음을 충족하는 가스 터빈 엔진을 위한 효과적인 자체 추진 제어 시스템을 만드는 것입니다. 현대적인 요구 사항. 이는 주요 제어 루프와 제한 사항을 결합한 독창적인 구조를 가지고 있습니다. 연구 결과는 본질적으로 보편적이며 다른 쌍축 가스 터빈 엔진용 자동 제어 시스템 개발에 효과적으로 사용될 수 있으며 지금까지 사용해 왔습니다. TV7-117V(TV7-117S의 헬리콥터 개조) 및 VK-1500 엔진(AN-3 항공기용)과 유사한 구조의 자주포 지금은벤치 테스트 단계에 있습니다. 배수량이 약 20톤이고 최대 120km/h의 속도에 도달할 수 있는 고속정에 개조된 TV7-117 시리즈 엔진을 설치하는 옵션이 고려되고 있습니다.

유사한 논문 전문 "시스템 분석, 관리 및 정보 처리 (산업별)", 05.13.01 코드 HAC

고전압 전원 공급 장치를 갖춘 운송 전기 장비의 전기적 호환성 보장 2004년, 기술 과학 박사 Reznikov, Stanislav Borisovich
독립 여자 유도 전동기를 기반으로 한 전기 구동 장치 개발 및 연구 2002, 기술 과학 후보자 Postnikov, Sergey Gennadievich
통계적 방법을 이용한 자동 가스 터빈 엔진 및 해당 요소의 동적 모델 식별 2002, 기술 과학 박사 Arkov, Valentin Yulievich
주어진 동적 정확도를 갖춘 서보 제어 전기 드라이브의 구조 및 알고리즘 2011, Yuri Vitalievich, 기술 과학 Pankrats 후보
동적 모드에서 디젤 엔진의 효율을 높이기 위한 방법 및 수단 개발 2010, 기술 과학 박사 Kuznetsov, Alexander Gavriilovich

논문의 결론 "시스템 분석, 관리 및 정보 처리(산업별)" 주제, Sumachev, Sergey Aleksandrovich

일반적인 작업에 대한 결론

이 작업은 트윈 샤프트 가스 터빈 엔진용 범용 자동 제어 시스템을 구축하는 방법을 보여줍니다. 결정할 때 주요 업무- LDM을 기반으로 한 자주포의 합성으로 다음과 같은 여러 가지 보조 문제가 해결되었습니다.

LDM의 가장 가까운 평형점을 결정하는 정확도가 향상되었습니다.

독창적인 열전대 관성 보상기가 개발되었습니다.

분석 수행 다양한 방법으로로터 회전 주파수를 측정하고;

디지털 자동 제어 시스템에 내장된 소프트웨어 및 알고리즘의 기능을 테스트하기 위해 소프트웨어 테스트 시스템이 만들어졌습니다.

전통적인 접근 방식을 기반으로 한 ACS가 개발되었으며 두 가지 다른 ACS, 즉 LDM 기반 ACS와 기존 ACS에 대한 비교 분석이 수행되었습니다.

이 작업에 제시된 결과는 BARK-65 자주포와 TV7-117S 엔진의 벤치 테스트에서 테스트되었습니다. 테스트를 통해 지정된 매개변수를 유지하고 제한하는 데 있어서 자주포의 높은 효율성이 확인되었습니다. 자동 제어 시스템의 신뢰성을 높이기 위한 일련의 조치를 통해 제한된 매개변수 세트를 사용하여 측정 및 제어 채널의 오류를 높은 확률로 감지할 수 있었고, 센서에서 수신한 데이터를 다음과 같이 복제할 수 있었습니다. 모델을 사용하여 계산된 값. 부록에는 벤치 테스트 중에 기록된 몇 가지 흥미로운 오실로그램과 작업에 설명된 알고리즘 구현에 대한 내용이 나와 있습니다.

문제 해결을 위한 통합적 접근 방식을 통해 고전적인 접근 방식과 방법을 수정하여 현대적인 수준의 자동 제어 시스템을 만들 수 있었습니다.

LDM을 기반으로 한 자체 추진 제어 시스템의 구조는 제어 품질을 향상시키고 안정성 여유와 작동 신뢰성을 높이기 위해 현대화를 허용합니다.

작업에 제시된 결과는 보편적입니다. 설명된 ACS 구조는 TV7-P7S 엔진 및 VK-1500 엔진의 다른 수정을 위한 디지털 제어 장치를 만드는 데 사용되었습니다.

논문 주제에 관한 주요 출판물

1. 수마체프 S.A. 동적 열전대 관성 보상기 모델 구축.//제어 프로세스 및 안정성: PM-PU 학부의 XXX 과학 컨퍼런스 진행. - 상트페테르부르크: 상트페테르부르크 주립대학교 화학 OOP 연구소, 1999. - P. 193-196.

2. Sumachev S.A., Kormacheva I.V. 열전대 관성의 동적 보상기: 가스 터빈 엔진의 온도 제한에 적용 // 제어 프로세스 및 안정성: PM-PU 학부의 XXXI 과학 회의 진행. - 상트페테르부르크: 상트페테르부르크 주립대학교 화학 OOP 연구소, 2000. - P. 257-260.

3. Sumachev S. A. 2축 가스 터빈 엔진 및 자체 추진 제어 시스템의 수학적 모델. //관리 프로세스 및 지속 가능성: PM-PU 학부의 XXXII 과학 컨퍼런스 진행. - 상트페테르부르크: 상트페테르부르크 주립대학교 화학 OOP 연구소, 2001. - P. 93-103.

4. Sarkisov A.A., Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Kochkin A.A., Sumachev S.A. RD-33 엔진 및 그 개조에 대한 통합 제어 및 모니터링 시스템 개발 경험. // 추상적인. 보고서 국제 과학 회의 "XXI 세기의 엔진" 1부, 모스크바, 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. 가스 터빈 엔진의 동력 터빈 앞의 가스 온도를 제한하는 문제를 해결하는 새로운 방법입니다. // 추상적인. 보고서 국제 과학 회의 "XXI 세기의 엔진" 1부 모스크바, 2000 - P. 362.

논문연구 참고문헌 목록 기술 과학 후보자 Sumachev, Sergey Aleksandrovich, 2002

1. BC 안톤치크 프로그램 이동을 안정화하는 방법. SPb .: 출판사. 1998년 상트페테르부르크 주립대학교.

2. 벨킨 Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. 및 기타 항공기 발전소의 통합 자동 제어 시스템. M.: 기계공학, 1983.

3. 베레즐레프 V.F. 및 기타 가스 터빈 엔진의 로터 속도 자동 제어 시스템. 키예프: KNIGA, 1985.

4. 보드너 V.A. 항공기 엔진의 자동 제어 시스템. -M.: 기계공학, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Ivanov V.M. 모션 제어 시스템의 합성 고정되지 않은 물체. -M.: 기계공학, 1988.

6. 간트마커 F.R. 매트릭스 이론. M. 나우카, 1966년.

7. 가드너 M.F., 번즈 J.L. 집중 상수가 있는 선형 시스템의 과도 프로세스입니다. 물리 및 수학 문헌을 출판하는 국영 출판사입니다. 남: 1961년.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. 항공 가스 터빈 엔진의 자동 제어 시스템. 쿠이비셰프: KuAI, 1990.

9. 골버그 F.D., 바테닌 A.B. 제어 개체로서의 가스 터빈 엔진의 수학적 모델. M .: MAI 출판사, 1999.

10. Yu.Gurevich O.e., Bliznyukov L.G., Trofimov A.S. 항공기 발전소의 자동 제어 시스템. // 기계공학에서의 전환. M. “Informconversion”, 2000. -No.5(42).-P.50.

11. GDemidovich B.P. 수학적 안정성 이론에 대한 강의. M.: 나우카, 1967년.

12. Dobryansky G.V., Martyanova T.S. 항공 가스터빈 엔진의 역학. M.: 기계공학, 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. 제어 문제에서의 선형 대수학 방법. SPb .: 출판사. 1993년 상트페테르부르크 주립대학교.

14. 이바노프 V.A. 및 기타 자동 제어 이론의 수학적 기초. 교과서 대학 매뉴얼. 에드. B.K. 여행가방. -중., 대학원, 1971.

15. 카바노프 CA. 예측 모델을 사용하여 시스템을 관리합니다. -SPb: 상트페테르부르크 주립대학교 출판사, 1997.

16. 크바르체프 A.P. 소프트웨어 개발 및 테스트 자동화. 사마라: 사마라 주립 항공 우주 대학교, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. 자동 제어 및 프로세스 제어 회로를 읽는 기술. M., "에너지", 1977.

18. 막시모프 N.V. 가스 터빈 항공기 엔진용 가스 온도 조절기. 리가: RKIIGA, 1982.

19. 수학적 모델링개별 시스템. / 물리 및 수리 과학 후보자 M.K. Chirkova. 상트페테르부르크, 상트페테르부르크 주립대학교 출판사, 1995년.

20. 가스 터빈 엔진 제어 시스템의 테스트 및 모델링 최적화 방법 / V.T. 데데샤. 남: 기계공학, 1990.

21. 항공기 엔진 자동 조절기의 매개변수 모델링 및 선택: 교과서 / P.A. Sunarchinet al. -UFA: Ufa State. 비행 기술. 대학, 1994.

22. MYSHKIS A. D. 지연된 인수를 사용한 선형 미분 방정식. 남: 1972년.

23. Nelepin R.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. 비선형 제어 시스템의 알고리즘 합성. L.: 레닌그라드 주립대학교 출판사, 1990.

24. Nechaev Yu.N. 항공기 발전소의 제어법 및 특성. -M.: 기계공학, 1995.

25. Panteleev A.B., Yakimova A.S. 예와 문제에 나타난 복소변수의 함수이론과 연산적 계산 / 지도 시간. 남: 2001년 고등학교.

26. 프라솔 OB A.B. 동적 프로세스를 연구하기 위한 분석 및 수치적 방법. SPb .: 출판사. 1995년 상트페테르부르크 주립대학교.

27. 신야코프 A.N. 항공기 및 발전소의 자동 제어 시스템. -M.: 기계공학, 1991.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. 항공기 엔진의 자동 제어. -M.: 기계공학, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. 기타 항공기 엔진의 벤치 테스트에 사용되는 측정 방법, 도구 및 장비. M.: NIC CIAM: MSATU, 1996.

30. Solovyov E.V., Gladkova V.N., Akopova T.P. 자동 추진 제어 시스템의 동적 특성에 대한 연구. M .: MAI 출판사, 1990.

31. Solntsev V.N. 기동 가능한 항공기로 구성된 "발전소 항공기" 복합체를 위한 통합 적응형 최적 자동 제어 시스템에 대한 수학적 지원. - M.: 라디오 및 통신, 1999.

32. 항공기 발전소의 자동 제어 이론. A. A. Shevyakov가 편집함. M .: 기계 공학, 1976.

33. 이산 시스템의 이론과 응용. / 물리 및 수리 과학 후보자 M.K. Chirkova, 기술 과학 후보자 S.P. Maslova. 상트페테르부르크, 상트페테르부르크 주립대학교 출판사, 1995년.

34. IL-96-300, Tu-204, IL-114 항공기 발전소의 설계 및 운영 / 기술 과학 박사 B.A. 편집자 Solovyova. -M.: 운송, 1993.

35. 유고프 O.K. 항공기 발전소의 최적 제어. -중. 기계공학, 1978.

36.N.H. 조, J. N. 서. 비선형 시스템을 위한 상태 관측기 설계의 입력 출력 선형화 접근법 // 자동 제어에 대한 IEEE 트랜잭션. Vol.45. N. 12. 2000. P.2388-2393.

37. 하산 K. 칼릴. 최소 위상 비선형 시스템을 위한 범용 적분 컨트롤러 // 자동 제어에 대한 IEEE 트랜잭션. Vol.45. N. 3. 2000. P.490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. 최적의 스무딩을 사용한 가스 터빈의 실시간 모델링 // 최적화의 11* IF AC 작업장 제어 응용 프로그램 사전 인쇄. Vol. 1. 상트페테르부르크, 2000, pp. 212-217.

39. 토마스 J. 로드링. 통합 비행 제어 시스템 // IEEE 항공 우주 및 전자 시스템. Vol.16. N. 5. 2001. P. 17-22.

위에 제시된 과학 텍스트는 정보 제공 목적으로만 게시되었으며 원본 논문 텍스트 인식(OCR)을 통해 얻은 것입니다. 따라서 불완전한 인식 알고리즘과 관련된 오류가 포함될 수 있습니다. 당사가 전달하는 논문 및 초록 PDF 파일에는 이러한 오류가 없습니다.

본 발명은 항공기 엔진 제작 분야에 관한 것이며 통합 제어 장치(BVK)를 갖춘 가스 터빈 엔진(GTE)의 자동 제어를 위한 전자 시스템(ACS)을 테스트하는 데 사용될 수 있습니다. 본 발명의 본질은 BVK를 테스트하여 지수 분포 법칙에 따라 ACS 요소의 오류를 시뮬레이션하고 정규 분포 법칙에 따라 소프트웨어 오류를 시뮬레이션한 다음 BVK에 의해 국지화된 오류 수를 결정하고 완전성 계수를 결정한다는 것입니다. 이 계수를 고려하여 전체 고장 횟수에 대한 국지적 고장의 비율과 ACS 전체의 신뢰성 특성을 계산하므로 마지막 및 총 고장 횟수 검사를 기준으로 결정됩니다. 본 발명의 기술적 결과는 BVK를 갖춘 가스 터빈 엔진의 2채널 전자 자동 제어 시스템 테스트의 효율성과 신뢰성을 높이는 것입니다. 1 병.

RF 특허 2351909 도면

본 발명은 항공기 엔진 제작 분야에 관한 것이며 통합 제어 장치(BVK)를 갖춘 가스 터빈 엔진(GTE)의 자동 제어를 위한 전자 시스템(ACS)을 테스트하는 데 사용될 수 있습니다.

시스템 고장 사이의 시간을 결정하기 위해 유체역학적 자주포를 테스트하는 방법이 알려져 있습니다. 이 방법은 가스 터빈 엔진의 벤치 아날로그에 자주포의 주요 인스턴스를 설치하고, 가스 터빈 엔진의 센서 및 액추에이터 시뮬레이터를 자주포에 연결하고, 자체 추진포를 켜는 것으로 구성됩니다. - 자주포 펌프 및 자주포의 수명과 동일한 기간 동안 자주포를 테스트하여 테스트 과정에서 발생하는 오류를 기록합니다.

이 알려진 방법의 단점은 비경제적이라는 것입니다. 전기, 소모품(등유, 물, 공기) 비용을 지불하는 비용이 높습니다. 임금서비스 인력, 효율성이 낮습니다.

본 발명에 가장 가까운 기술적 본질은 제어 시스템 요소의 고장률을 실험적으로 결정하고 제어 시스템의 신뢰성 특성을 계산하는 것으로 구성된 가스 터빈 엔진의 전자 자체 추진 제어 시스템을 테스트하는 방법입니다. 제어 시스템의 고장 횟수를 고려합니다.

이 방법의 단점은 개발된 BVK를 사용하여 중복(예: 2채널) 전자 자동 제어 시스템의 신뢰성 지표를 결정하는 효율성이 낮다는 것입니다. 가스 터빈 엔진의 제어 품질.

본 발명의 목적은 테스트의 효율성과 신뢰성을 높이는 것입니다.

이 목표는 통합 제어 장치(ICU)를 사용하여 가스 터빈 엔진(GTE)의 2채널 전자 자동 제어 시스템(ACS)을 테스트하는 방법에서 실패율을 실험적으로 결정하는 것으로 구성된다는 사실에 의해 달성됩니다. ACS 및 ICU 요소를 구성하고 ACS 장애 횟수를 고려하여 ACS의 신뢰성 특성을 계산하고 BVK를 추가로 테스트하여 지수 분포 법칙에 따라 ACS 요소의 장애를, 정규 분포 법칙에 따라 소프트웨어 장애를 시뮬레이션한 후 결정합니다. BVK에 의해 국지화된 실패 수를 기준으로 최종 및 총 실패 수를 기준으로 총 실패 수에 대한 국지화된 실패 비율과 ACS 전체의 신뢰성 특성을 계산하여 테스트 완전성 계수를 결정합니다. 이 계수를 고려하십시오.

그림은 제안된 방법을 구현하는 장치의 다이어그램을 보여줍니다.

장치에는 고장 설정기 1, 변환기 2 및 3이 각각 설정기의 전기 및 유압 신호로 포함되어 있으며, 주 전자 부품(EC) 4, 실행 유체 역학 부품(HMC) 5 및 ACS 7의 BVK 6, 비교기 RAM(Random Access Memory), 카운터 10, 11, 12, 처리 장치 13 및 엔진 모델(MD) 14가 있는 8 및 9, 컨버터 2를 통한 EC 4, 컨트롤러 1에 연결된 컨버터 3을 통한 GMC 5 , 비교기 8의 정보 입력은 EC 4의 출력에 연결되고, 제어 입력은 변환기 2의 입력에 연결되며, 비교기 9의 정보 입력은 GMCH 5의 출력에 연결되고, 제어 입력은 변환기 3의 입력에 연결되고, 비교기 8과 9의 출력은 카운터 11에 연결되고, BVK 6의 출력은 카운터 10에 연결되고, 모든 카운터 10, 11, 12는 처리에 연결됩니다. 장치 13에서 ECH 4의 출력은 GMCH 5의 입력에 연결되고 GMCH 5의 출력은 MD 14의 입력에 연결되며 MD 14의 출력은 ECH 4의 입력에 연결됩니다. ACS 7.

장치는 다음과 같이 작동합니다.

예를 들어, 컨트롤러(1)가 지수 법칙에 따라 ACS(7) 요소의 오류를 재현하도록 보장하는 프로그램과 정규 분포 법칙에 따른 소프트웨어에 따라 실행되는 PC 형태로 만들어진 컨트롤러(1) , 변환기 2와 3을 통해 ACS 7의 EC 4와 GMCH 5에 시뮬레이션된 오류를 공급합니다. 오류 신호가 컨트롤러 1의 출력에 나타나면 장치는 카운터 12에 입력되고 변환기 2 또는 3의 출력에 입력됩니다. 요소 또는 소프트웨어의 오류 모방은 ACS 7의 EC 4 또는 GMCH 5에 나타납니다. 오류 신호가 시작될 때 기능은 비교기 8(또는 9)의 RAM에 기록됩니다. EC 4의 Fi 출력 상태. F1) 또는 GMCH 5(F2) ACS 7.

EC 4 또는 GMCH 5 ACS 7은 제어 대상인 MD 14와 함께 시뮬레이션된 오류에 반응합니다. 시뮬레이션된 고장에 대한 ACS 7의 응답으로 인해 가스 터빈 엔진(MD 14)의 출력 매개변수가 변경되면 출력 상태의 기능적 F1(또는 F2)은 새로운 값 F1"(또는 F2)을 갖습니다. "). 이 경우 비교기 8(또는 9)의 출력에 신호가 나타납니다. 이는 가스 터빈 엔진(MD 14)의 출력 매개변수가 변경되는 오류의 신호입니다. 이 신호는 카운터 11에 의해 계산됩니다.

모방 실패가 BVK 6에 의해 감지되고 현지화되고 대응되면 BVK 6의 출력에 감지되고 "중화"된 실패 신호가 나타납니다. 이 신호는 카운터 10에 의해 계산됩니다.

테스트 사이클이 끝나면 카운터 12(시뮬레이션된 총 고장 수 N), 11(가스터빈 엔진 매개변수 N meas의 변화로 이어지는 고장 수), 10(BVK N lok에 의해 국지화된 고장 수)의 판독값이 표시됩니다. )은 처리 장치(13)로 전송되며, 여기서 다음이 결정됩니다.

제어 완전성 계수 Kpk

기어박스 점검 완전성 계수

그런 다음 ACS 전체의 신뢰성 특성이 계산됩니다. 즉, ACS(Toech)의 전자 부품이 종료되는 오류 사이의 시간과 작동 모드의 임의 변경으로 이어지는 ACS의 고정되지 않은 오류 사이의 시간입니다. 가스 터빈 엔진(T.vd)이 결정됩니다.

이를 위해 다음 종속성이 사용됩니다.

여기서 체크포인트는 검증 완전성 계수이고,

Kpk - 제어 완전성 계수,

Kvd - 엔진 정지로 이어지는 통제되지 않은 고장의 비율,

ACS 전자 부품의 한 채널 요소의 총 고장률:

m은 자주포의 요소 수입니다.

따라서 오버슈팅 없이 ER 2에서 GMR 6으로 제어가 원활하게 전달됩니다. 자주포의 작동 품질을 향상시키고 결과적으로 가스 터빈 엔진의 신뢰성과 항공기의 안전성을 향상시킵니다.

문학

1. GOST 2343-79 "항공 장비 제품의 신뢰성."

2. "가스터빈 엔진의 디지털 자동 제어 시스템에 대한 종합 테스트", t.o. CIAM 번호 10607, 1986

발명의 공식

통합 제어 장치(ICU)를 갖춘 가스터빈 엔진(GTE)의 2채널 전자 자동 제어 시스템(ACS)을 테스트하는 방법으로, ACS 및 ICU 요소의 고장률을 실험적으로 결정하고 신뢰성을 계산하는 것으로 구성됩니다. ACS의 고장 횟수를 고려한 ACS의 특성, BVK가 추가적으로 테스트하고, 지수 분포 법칙에 따른 ACS 요소의 고장과 정규 분포 법칙에 따른 소프트웨어 고장을 시뮬레이션하는 것을 특징으로 하는, BVK에 의해 국지화된 고장을 결정하고, 마지막 및 총 고장 횟수를 기준으로 총 고장 횟수에 대한 국지적 고장의 비율로 테스트 완전성 계수를 결정하고 ACS 전체의 신뢰성 특성을 계산합니다. 이 계수를 고려합니다.

소개

60년의 개발 기간 동안 가스 터빈 엔진(GTE)은 현대 민간 항공기의 주요 엔진 유형이 되었습니다. 가스 터빈 엔진은 고온 및 기계적 부하 조건에서 부품이 오랫동안 작동하는 복잡한 장치의 전형적인 예입니다. 현대 항공기의 항공 가스 터빈 발전소를 매우 효율적이고 안정적으로 운영하는 것은 다음을 사용하지 않고는 불가능합니다. 특수 시스템자동제어(ACS). 높은 신뢰성과 긴 서비스 수명을 보장하려면 엔진 작동 매개변수를 모니터링하고 관리하는 것이 매우 중요합니다. 따라서 자동 엔진 제어 시스템의 선택이 큰 역할을 합니다.

유체 역학 시스템은 차단 밸브(밸브)를 열고 닫아 연소실(CC)로의 연료 공급을 제어하는 가장 간단한 것부터 시작하여 현대적인 수력 전자 시스템에 이르기까지 먼 길을 개발하고 개선해 왔습니다. 모든 주요 제어 기능은 유체역학적 미터를 사용하여 수행됩니다. 결정적인 장치이며 특정 기능(가스 온도 제한, 터보차저 로터 속도 등 제한)을 수행하기 위해서만 전자 조절기가 사용됩니다. 그러나 이제는 이것만으로는 충분하지 않습니다. 비행 안전과 효율성에 대한 높은 요구 사항을 충족하려면 모든 제어 기능이 전자 수단으로 수행되고 액추에이터가 유체역학적 또는 공압식일 수 있는 완전한 전자 시스템을 만드는 것이 필요합니다. 이러한 자주포는 수많은 엔진 매개변수를 모니터링할 수 있을 뿐만 아니라 추세를 모니터링하고 관리할 수 있으므로 설정된 프로그램에 따라 엔진을 적절한 작동 모드로 설정하고 항공기 시스템과 상호 작용하여 달성할 수 있습니다. 최대 효율성. FADEC 자주포는 이러한 시스템에 속합니다.

항공 가스 터빈 엔진의 자동 제어 시스템의 설계 및 작동에 대한 진지한 연구는 제어 시스템 및 개별 요소의 기술 조건(진단)을 올바르게 평가하고 자동 엔진의 안전한 작동을 위해 필요한 조건입니다. 일반적으로 항공기 가스 터빈 발전소의 제어 시스템.

항공 GTE용 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

자동 제어 시스템의 목적

가스 터빈 엔진 연료 관리

자주포는 다음을 위해 설계되었습니다(그림 1).

엔진 시동 및 종료 제어;

엔진 작동 모드 제어;

정상 상태 및 과도 모드에서 엔진의 압축기 및 연소실(CC)의 안정적인 작동을 보장합니다.

엔진 매개변수가 최대 허용 한계를 초과하는 것을 방지합니다.

항공기 시스템과의 정보 교환 보장

항공기 제어 시스템의 명령을 사용하여 항공기 발전소의 일부로 통합 엔진 제어

ACS 요소의 서비스 가능성에 대한 제어 제공

엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단(자동 제어 시스템과 제어 시스템이 결합됨)

엔진 상태 정보를 준비하여 등록 시스템에 전달합니다.

엔진 시동 및 정지에 대한 제어를 제공합니다. 시작시 자주포는 다음 기능을 수행합니다.

CS, 가이드 베인(VA) 및 공기 바이패스로의 연료 공급을 제어합니다.

시동 장치와 점화 장치를 제어합니다.

서지, 압축기 고장 및 터빈 과열 시 엔진을 보호합니다.

시동 장치가 최대 속도를 초과하지 않도록 보호합니다.

쌀. 1.

엔진 로터의 최대 허용 속도;

압축기 뒤의 최대 허용 공기압;

터빈 뒤의 최대 가스 온도;

터빈 블레이드 재료의 최대 온도;

압축기 스테이션의 최소 및 최대 연료 소비량;

시동 장치 터빈의 최대 허용 회전 속도.

항공기 시스템과의 정보 교환. 정보 교환은 직렬 및 병렬 정보 교환 채널을 통해 수행됩니다.

엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단. 제어 시스템과 통합된 ACS는 다음 기능을 추가로 수행합니다.

엔진 및 항공기 센서 및 경보로부터 신호 수신, 필터링, 처리 및 온보드 디스플레이, 등록 및 기타 항공기 시스템으로 출력, 아날로그 및 이산 매개변수 변환

측정된 매개변수의 공차 제어;

이륙 중 엔진 추력 매개변수 모니터링

압축기 기계화 작동 모니터링

전진 및 후진 추력에서 반전 장치 요소의 위치를 모니터링합니다.

엔진 작동 시간에 대한 정보 계산 및 저장

주유 시 시간당 소비량과 오일 레벨을 모니터링합니다.

정지 중 LPC 및 HPC 로터의 엔진 시동 시간과 런다운을 모니터링합니다.

공기 흡입 시스템 및 터빈 냉각 시스템 모니터링

엔진 부품의 진동 제어;

정상 상태에서 엔진의 주요 매개변수 변화 추세를 분석합니다.

그림에서. 그림 2는 터보팬 엔진의 자동 제어 시스템의 단위 구성을 개략적으로 보여줍니다.

현재 달성된 항공 가스 터빈 엔진의 작동 프로세스 매개변수 수준을 고려할 때, 발전소의 특성을 더욱 개선하려면 자체 추진 제어 시스템을 통합 항공기 및 엔진 제어 시스템에 통합하여 새로운 제어 방법을 찾는 것이 필요합니다. 비행 모드와 단계에 따른 공동 제어. 이러한 접근 방식은 FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)와 같은 전자 디지털 엔진 제어 시스템으로의 전환으로 가능해졌습니다. 모든 비행 단계와 모드에서 전자 장치가 엔진을 제어하는 시스템(전적인 책임이 있는 시스템).

유체역학적 제어 시스템에 대한 전적인 책임을 갖는 디지털 제어 시스템의 장점은 분명합니다.

FADEC 시스템에는 두 개의 독립적인 제어 채널이 있어 신뢰성이 크게 향상되고 다중 중복이 필요 없으며 무게가 줄어듭니다.

쌀. 2.

FADEC 시스템은 승무원 작업량을 크게 줄이고 널리 사용되는 플라이 바이 와이어(fly-by-wire) 항공기 제어 기술을 사용할 수 있게 해줍니다.

FADEC 기능에는 전체 파워트레인에 대한 엔진 상태 모니터링, 결함 진단 및 유지 관리 정보가 포함됩니다. 진동, 성능, 온도, 연료 및 오일 시스템 동작은 안전, 효과적인 수명 제어 및 유지 관리 비용 절감을 보장하기 위해 모니터링할 수 있는 많은 작동 측면 중 일부입니다.

FADEC 시스템의 경우 구성 요소를 교체한 후 엔진을 조정하고 점검할 필요가 없습니다.

FADEC 시스템은 또한 다음을 수행합니다.

수동 및 자동의 두 가지 모드로 견인력을 제어합니다.

연료 소비를 제어합니다.

엔진 경로를 따라 공기 흐름을 제어하고 터빈 엔진 블레이드 뒤의 간격을 조정하여 최적의 작동 조건을 제공합니다.

통합 구동 발전기의 오일 온도를 모니터링합니다.

지상에서 역추력 시스템 작동에 대한 제한 사항을 준수합니다.

그림에서. 3은 FADEC 자주포가 수행하는 광범위한 기능을 명확하게 보여줍니다.

러시아에서는 AL-31F, PS-90A 엔진 및 기타 여러 제품을 개조하기 위해 이러한 유형의 자주포가 개발되고 있습니다.

쌀. 3. 전적인 책임을 지닌 디지털 엔진 제어 시스템의 목적

귀하의 훌륭한 작업을 지식 기반에 제출하는 것은 쉽습니다. 아래 양식을 사용하세요

연구와 업무에 지식 기반을 활용하는 학생, 대학원생, 젊은 과학자들은 여러분에게 매우 감사할 것입니다.

http://www.allbest.ru/에 게시됨

기존 약어

AC - 자동 시스템

AD - 항공기 엔진

VZ - 공기 흡입구

VNA - 입력 가이드 베인

VS-항공기

HP - 고압

GDU - 가스 역학적 안정성

GTE - 가스 터빈 엔진

DI - 투여 바늘

HPC - 고압 압축기

LPC - 저압 압축기

NA - 가이드 베인

ND - 저압

스러스트 레버 - 엔진 제어 레버

SAU - 자동 제어 시스템

SU - 발전소

TVD - 터보프롭 엔진; 고압 터빈

LPT - 저압 터빈

터보팬 - 이중 회로 터보제트 엔진

TRDDF - 애프터버너가 장착된 이중 회로 터보제트 엔진

TO - 기술 유지 보수

CPU - 중앙 처리 장치

ACU - 액추에이터 제어 장치 - 구동 제어 장치

AFDX - 데이터 버스 형식

ARINC 429 - 디지털 버스 데이터 형식

DEC/DECU - 디지털 전자 제어 장치 - 디지털 엔진 제어 장치

EEC - 전자 엔진 제어 - 전자 엔진 제어 시스템 장치; 전자 레귤레이터

EMU - 엔진 모니터링 장치 - 엔진 제어 장치

EOSU - 전자 과속 방지 장치 - 과속 방지 엔진 보호 모듈

ETRAS - 전기 기계식 추력 반전 작동 시스템 - 전기 기계식 추력 반전 장치 구동 시스템

FADEC - 모든 권한을 가진 디지털 전자 제어 - 전적인 책임이 있는 전자 엔진 제어 시스템

FCU - 연료 제어 장치 - 연료 공급 조절기

FMS - 연료계량부 - 측정부

FMU - 연료 계량 장치 - 연료 계량 장치

N1 - 저압 로터 속도

N2 - 고압 로터 속도

ODMS - 오일 잔해 자기 센서 - 오일 내 금속 입자를 감지하는 센서

SAV - 스타터 에어 밸브 - 스타터 에어 밸브

VMU - 진동 측정 장치 - 진동 측정 장치

소개

1. 항공기 가스터빈 엔진의 자동 제어 시스템에 관한 일반 정보

2. 가스 터빈 엔진의 가스 역학적 방식

2.2 엔진 제어

3. 연료 제어 시스템

3.1 주 연료 흐름 조절기

3.2 단순화된 연료 관리 체계

3.3 유공압식 연료 제어 시스템, PT6 터보프롭

3.4 Bendix DP-L2 연료 관리 시스템

3.5 전자 연료 프로그래밍 시스템

3.6 출력 제어 및 연료 프로그래밍(CFM56-7B)

3.7 APU 연료 관리 시스템

3.8 연료 관리 시스템 설정

4. 자동 제어 시스템

4.1 주요 부분

4.2 설명 및 작동

4.3 연료 관리 시스템

4.4 연료 소비량 표시 시스템

사용된 문헌 목록

소개

60년의 개발 기간 동안 가스 터빈 엔진(GTE)은 현대 민간 항공기의 주요 엔진 유형이 되었습니다. 가스 터빈 엔진은 고온 및 기계적 부하 조건에서 부품이 오랫동안 작동하는 복잡한 장치의 전형적인 예입니다. 특수 자동 제어 시스템(ACS)을 사용하지 않으면 현대 항공기의 항공 가스 터빈 발전소를 매우 효율적이고 안정적으로 작동하는 것이 불가능합니다. 높은 신뢰성과 긴 서비스 수명을 보장하려면 엔진 작동 매개변수를 모니터링하고 관리하는 것이 매우 중요합니다. 따라서 자동 엔진 제어 시스템의 선택이 큰 역할을 합니다.

현재 항공기는 FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)와 같은 최신 자동 제어 시스템을 탑재한 V세대 엔진이 탑재된 전 세계에서 널리 사용되고 있습니다. 유체역학적 자주포는 1세대 항공기 가스 터빈 엔진에 설치되었습니다.

유체 역학 시스템은 차단 밸브(밸브)를 열고 닫아 연소실(CC)로의 연료 공급을 제어하는 가장 간단한 것부터 시작하여 현대적인 수력 전자 시스템에 이르기까지 먼 길을 개발하고 개선해 왔습니다. 모든 주요 제어 기능은 유체역학적 미터를 사용하여 수행됩니다. 결정적인 장치이며 특정 기능(가스 온도 제한, 터보차저 로터 속도 등 제한)을 수행하기 위해서만 전자 조절기가 사용됩니다. 그러나 이제는 이것만으로는 충분하지 않습니다. 비행 안전과 효율성에 대한 높은 요구 사항을 충족하려면 모든 제어 기능이 전자 수단으로 수행되고 액추에이터가 유체역학적 또는 공압식일 수 있는 완전한 전자 시스템을 만드는 것이 필요합니다. 이러한 자주포는 수많은 엔진 매개변수를 모니터링할 수 있을 뿐만 아니라 추세를 모니터링하고 관리할 수 있으므로 설정된 프로그램에 따라 엔진을 적절한 작동 모드로 설정하고 항공기 시스템과 상호 작용하여 달성할 수 있습니다. 최대 효율성. FADEC 자주포는 이러한 시스템에 속합니다.

항공 가스 터빈 엔진의 자동 제어 시스템의 설계 및 작동에 대한 진지한 연구는 제어 시스템 및 개별 요소의 기술 조건(진단)을 올바르게 평가하고 자동 엔진의 안전한 작동을 위해 필요한 조건입니다. 일반적으로 항공기 가스 터빈 발전소의 제어 시스템.

1. 항공 GTE용 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

1.1 자동 제어 시스템의 목적

가스 터빈 엔진 연료 관리

자주포는 다음을 위해 설계되었습니다(그림 1).

- 엔진 시동 및 정지 제어;

- 엔진 작동 모드 제어;

- 정상 상태 및 과도 모드에서 엔진의 압축기 및 연소실(CC)의 안정적인 작동을 보장합니다.

- 엔진 매개변수가 최대 허용 한계를 초과하는 것을 방지합니다.

- 항공기 시스템과의 정보 교환을 보장합니다.

- 항공기 제어 시스템의 명령에 따라 항공기 발전소의 일부로 통합 엔진 제어

- ACS 요소의 서비스 가능성 제어를 보장합니다.

- 엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단(자동 제어 시스템과 제어 시스템이 결합되어 있음)

- 엔진 상태에 관한 정보를 준비하고 등록 시스템에 전달합니다.

엔진 시동 및 정지에 대한 제어를 제공합니다. 시작시 자주포는 다음 기능을 수행합니다.

- CS, 가이드 베인(VA) 및 공기 바이패스로의 연료 공급을 제어합니다.

- 시동 장치와 점화 장치를 제어합니다.

- 서지, 압축기 고장 및 터빈 과열 중에 엔진을 보호합니다.

- 시동 장치가 최대 회전 속도를 초과하지 않도록 보호합니다.

쌀. 1. 자동 엔진 제어 시스템의 목적

자체 추진 제어 시스템은 조종사의 명령에 따라 또는 제한 매개변수에 도달할 때 자동으로 모든 작동 모드에서 엔진이 꺼지도록 보장하며, 가스 역학적 손실이 발생할 경우 주 압축기로의 연료 공급이 잠시 중단됩니다. 압축기(GDU)의 안정성.

- 엔진 로터의 최대 허용 회전 속도;

- 압축기 뒤의 최대 허용 공기압;

- 터빈 뒤의 최대 가스 온도;

- 터빈 블레이드 재료의 최대 온도;

- 압축기 스테이션의 최소 및 최대 연료 소비;

- 시동 장치 터빈의 최대 허용 회전 속도.

항공기 시스템과의 정보 교환. 정보 교환은 직렬 및 병렬 정보 교환 채널을 통해 수행됩니다.

ACS 요소의 서비스 가능성을 모니터링합니다. 엔진 ACS의 전자 부품에서는 ACS 요소의 서비스 가능성이 자동으로 모니터링됩니다. ACS 요소가 실패하면 오작동에 대한 정보가 항공기 제어 시스템에 제공됩니다. ACS의 제어 프로그램과 전자 부품의 구조는 기능을 유지하기 위해 재구성되고 있습니다.

엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단. 제어 시스템과 통합된 ACS는 다음 기능을 추가로 수행합니다.

- 엔진 및 항공기 센서 및 경보로부터 신호 수신, 필터링, 처리 및 온보드 디스플레이, 등록 및 기타 항공기 시스템으로의 출력, 아날로그 및 이산 매개변수 변환

- 측정된 매개변수의 공차 제어;

- 이륙 중 엔진 추력 매개변수 제어

- 압축기 기계화의 작동을 모니터링합니다.

- 전진 및 후진 추력 시 반전 장치 요소의 위치 제어

- 엔진 작동 시간에 대한 정보 계산 및 저장

- 급유시 시간당 소비량 및 오일 레벨 제어;

- 정지 중 엔진 시동 시간 및 LPC 및 HPC 로터의 런다운 제어

- 공기 흡입 시스템 및 터빈 냉각 시스템 제어

- 엔진 부품의 진동 제어;

- 정상 상태에서 엔진의 주요 매개변수 변화 추세 분석.

그림에서. 그림 2는 터보팬 엔진의 자동 제어 시스템의 단위 구성을 개략적으로 보여줍니다.

유체역학적 제어 시스템에 대한 전적인 책임을 갖는 디지털 제어 시스템의 장점은 분명합니다.

- FADEC 시스템에는 두 개의 독립적인 제어 채널이 있어 신뢰성이 크게 향상되고 다중 중복이 필요하지 않아 무게가 줄어듭니다.

쌀. 2. 터보팬 엔진의 자동 제어, 모니터링 및 연료 공급 시스템의 단위 구성

- FADEC 시스템은 자동 시동, 정상 상태 모드 작동, 가스 온도 및 회전 속도 제한, 연소실 꺼진 후 시동, 단기 연료 공급 감소로 인한 서지 방지 기능을 제공합니다. 센서로부터 수신된 다양한 유형의 데이터를 기반으로 작동합니다.

- FADEC 시스템은 더 큰 유연성을 가지고 있습니다. 수행하는 기능의 수와 성격은 새로운 관리 프로그램을 도입하거나 기존 관리 프로그램을 조정하여 늘리고 변경할 수 있습니다.

- FADEC 시스템은 승무원의 작업량을 크게 줄이고 널리 사용되는 플라이 바이 와이어(fly-by-wire) 항공기 제어 기술의 사용을 보장합니다.

- FADEC 시스템은 엔진 작동 시간 및 주요 구성 요소의 손상을 등록하고, 결과를 비휘발성 메모리에 저장하여 지상 및 이동 자체 모니터링을 제공합니다.

- FADEC 시스템의 경우 구성 요소를 교체한 후 엔진을 조정하고 점검할 필요가 없습니다.

FADEC 시스템은 또한 다음을 수행합니다.

- 수동 및 자동의 두 가지 모드로 트랙션을 제어합니다.

- 연료 소비를 제어합니다.

- 엔진 경로를 따라 공기 흐름을 제어하고 터빈 엔진 블레이드 뒤의 간격을 조정하여 최적의 작동 모드를 제공합니다.

- 통합 구동 발전기의 오일 온도를 제어합니다.

- 지상에서 역추력 시스템 작동에 대한 제한 사항을 준수하는지 확인합니다.

그림에서. 3은 FADEC 자주포가 수행하는 광범위한 기능을 명확하게 보여줍니다.

러시아에서는 AL-31F, PS-90A 엔진 및 기타 여러 제품을 개조하기 위해 이러한 유형의 자주포가 개발되고 있습니다.

쌀. 3. 전적인 책임을 갖는 디지털 엔진 제어 시스템의 목적

1.2 FADEC 유형의 자동 엔진 제어 시스템 작동 중에 발생하는 문제

해외에서 전자 및 정보 기술이 더욱 역동적으로 발전함에 따라 자주포 제조에 관련된 많은 회사가 80년대 중반에 FADEC 유형 시스템으로의 전환을 고려했다는 점에 유의해야 합니다. 이 문제의 일부 측면과 이와 관련된 문제는 NASA 보고서 및 여러 정기 간행물에 요약되어 있습니다. 그러나 이는 일반 조항만을 제공하고 전자 디지털 자주포의 주요 장점을 나타냅니다. 전자 시스템으로 전환하는 동안 발생하는 문제, 해결 방법 및 자동 제어 시스템의 필수 지표 보장과 관련된 문제는 게시되지 않았습니다.

오늘날 전자 디지털 시스템을 기반으로 구축된 자주포에 대한 가장 시급한 과제 중 하나는 필요한 수준의 신뢰성을 보장하는 작업입니다. 이는 주로 해당 시스템의 개발 및 운영 경험이 부족하기 때문입니다.

비슷한 이유로 외국산 항공 가스 터빈 엔진의 FADEC 자주포가 고장난 사례가 알려져 있습니다. 예를 들어, Rolls-Royce AE3007A 및 AE3007C 터보팬에 설치된 FADEC 자주포에서는 트랜지스터 오류가 기록되어 쌍발 엔진 항공기에 사용되는 이러한 엔진의 비행 중 오류가 발생할 수 있습니다.

개별 외국산 가스 터빈 엔진에 대한 유망한 구현은 다음과 같습니다.

- 엔진 제어 시스템 개선, 공기 배출 및 결빙 방지 시스템 제어, 엔진 시스템 작동 동기화를 통한 자동 시동 및 유휴 모드 제공, 저소음 수준 달성 및 특성 자동 보존, 역회전 제어 장치;

압력 및 온도 센서의 신호에 따르지 않고 고압 로터의 회전 속도에 따라 직접 엔진을 제어하기 위해 FADEC ACS의 작동 원리를 변경합니다. 이 매개변수는 측정하기가 더 쉽기 때문입니다. 기존 엔진에 있는 이중 온도-압력 센서 시스템의 신호를 변환해야 합니다. 새로운 시스템은 제어 루프의 응답 속도를 높이고 변동을 줄입니다.

표준 산업용 칩을 사용하여 훨씬 더 강력한 프로세서를 설치하고 엔진 상태(작동성) 및 특성에 대한 진단 및 예측 제공, PSC 유형의 FADEC 자주포 개발. PSC는 예를 들어 일정한 추력에서 특정 연료 소비를 최소화하기 위해 여러 제약 조건에 따라 엔진 성능을 최적화하는 데 사용할 수 있는 실시간 시스템입니다.

- 통합 엔진 기술 상태 모니터링 시스템을 FADEC ACS에 포함합니다. 엔진은 비행 고도, 외부 온도, 추력 및 마하 수를 고려하여 감소된 팬 속도에 따라 조절됩니다.

엔진 모니터링 시스템인 EMU(Engine Monitoring Unit)를 FADEC와 결합하면 더 많은 데이터를 실시간으로 비교할 수 있고 엔진이 "물리적 한계에 가깝게" 작동할 때 더 큰 안전성을 제공할 수 있습니다. EMU는 온도, 스트레스 등의 요소를 함께 고려하여 누적 피로 지수를 형성하는 단순화된 열역학적 모델을 적용함으로써 시간 경과에 따른 사용 빈도를 모니터링할 수도 있습니다. "삐걱거리는" 소리, 삐걱거리는 소리, 진동 증가, 시동 중단, 화염 고장, 엔진 서지 등의 상황도 모니터링됩니다. FADEC 시스템의 새로운 점은 금속 입자 ODMS(Oil-debris Magnetic Sensor)를 감지하기 위한 자기 센서를 사용하는 것인데, 이를 통해 철 함유 입자의 크기와 양을 확인할 수 있을 뿐만 아니라 70%까지 제거할 수 있습니다. 원심분리기를 사용하면 .80%입니다. 입자 수의 증가가 감지되면 EMU 장치를 사용하여 진동을 확인하고 위험한 프로세스(예: 임박한 베어링 고장(EJ200 터보팬 엔진의 경우))를 식별할 수 있습니다.

General Electric이 제작한 3세대 2채널 디지털 자주포 FADEC는 이전 이중 회로 엔진 FADEC 자주포보다 응답 시간이 훨씬 짧고 메모리 용량이 더 큽니다. 이 회사. 덕분에 자주포에는 엔진 신뢰성과 추력을 높이는 추가 예비 능력이 있습니다. FADEC ACS는 또한 알려진 고장 모드 및 오작동(예: 베어링 궤도 파괴)에 대한 스펙트럼 분석을 기반으로 임박한 구성요소/부품 고장의 증상을 확립하고 진단하기 위해 진동 신호를 필터링하는 유망한 기능을 갖습니다. 이러한 식별 덕분에 비행이 끝날 때 유지 관리가 필요하다는 경고를 받게 됩니다. FADEC ACS에는 성격 보드(Personality Board)라는 추가 전자 보드가 포함됩니다. 독특한 특징은 새로운 Airbus 표준(AFDX)을 준수하는 데이터 버스와 새로운 기능(과속 제어, 트랙션 제어 등)입니다. 또한 새 보드는 진동 측정 장치인 VMU(Vibration Measurment Unit), 추력 반전 장치의 전자기계 구동 시스템인 ETRAS(Electromechanical Thrust Reverser Actuation System)와의 통신을 확장합니다.

2. 가스 터빈 엔진의 가스 동역학 다이어그램

초음속 다중 모드 항공기의 작동 조건에 부과되는 복잡한 요구 사항은 터보제트(TRJ) 및 바이패스 터보제트 엔진(TRDE)에 의해 가장 잘 충족됩니다. 이들 엔진의 공통점은 자유 에너지 형성의 성격이며, 차이점은 사용 성격에 있습니다.

자유 에너지의 일부를 사용하여 특정 작동 프로세스 매개변수 값에서 추가 공기 질량을 가속함으로써 특정 시간당 연료 소비량을 늘리면 엔진 추력을 높이고 특정 연료 소비량을 줄일 수 있습니다.

터보제트 엔진의 공기유량을 가스유량이라 하자. 이중 회로 엔진에서 내부 회로의 공기 흐름은 단일 회로 엔진과 동일하고 가스 유량도 동일합니다. 외부 윤곽에서 각각 및 (그림 4 참조).

자유 에너지 수준을 특징으로 하는 단일 회로 엔진의 공기 유량과 가스 유량이 비행 속도의 각 값에서 특정 값을 갖는다고 가정합니다.

추가 공기 질량의 운동 에너지 증가를 보장하는 가스-공기 경로 요소의 손실이 없는 터보제트 엔진 및 터보팬 엔진의 동력 흐름 균형 조건은 다음 식으로 나타낼 수 있습니다.

쌀. 4. 단일 터보차저 회로를 갖춘 이중 회로 및 단일 회로 엔진

(1)

(2)

마지막 표현에 대한 설명에서 외부 회로로 전달된 자유 에너지의 일부는 다가오는 흐름이 소유한 수준에서 해당 수준으로 흐름의 에너지를 증가시킨다는 점에 주목합니다.

표기법을 고려하여 식 (1)과 (2)의 오른쪽을 동일시하면 다음을 얻습니다.

, . (3)

이중 회로 엔진의 추력은 다음 식에 의해 결정됩니다.

(4)

식 (3)이 상대적으로 해결되고 그 결과가 식 (4)로 대체되면 다음을 얻습니다.

. (5)

주어진 값과 t에 대한 최대 엔진 추력은 방정식의 해로부터 다음과 같이 달성됩니다.

식 (5)는 다음과 같은 형식을 취합니다.

(6)

엔진 추력에 대한 가장 간단한 표현은 다음과 같습니다.

이는 t가 증가함에 따라 특정 추력이 감소함을 나타냅니다.

이중 회로 엔진 회로의 차이점을 나타내는 징후 중 하나는 내부 회로와 외부 회로 흐름의 상호 작용 특성입니다.

내부 회로의 가스 흐름이 팬 뒤의 공기 흐름(외부 회로 흐름)과 혼합되는 이중 회로 엔진을 이중 회로 혼합 흐름 엔진이라고 합니다.

지정된 흐름이 엔진에서 별도로 흘러나오는 이중 회로 엔진을 별도의 회로가 있는 이중 회로 엔진이라고 합니다.

2.1 가스터빈엔진의 가스동적 특성

엔진의 출력 매개변수인 추력 P, 특정 추력 Psp 및 특정 연료 소비량 Csp는 전적으로 작동 프로세스의 매개변수에 의해 결정됩니다. 각 유형의 엔진은 비행 조건 및 결정하는 매개변수에 따라 특정하게 달라집니다. 엔진의 작동 모드.

작업 프로세스의 매개변수는 엔진 입구 T의 공기 온도(*), 압축기의 총 공기압 증가 정도, 바이패스 비율 t, 터빈 앞의 가스 온도, 특성 유량입니다. 가스-공기 경로 섹션, 개별 요소의 효율성 등.

비행 조건은 방해받지 않는 흐름 Tn 및 Pn의 온도와 압력뿐만 아니라 비행 속도 V(또는 감소된 속도 ln 또는 마하 수)로 특징지어집니다.

비행 조건을 특징짓는 매개변수 T n 및 V(M 또는 l n)는 또한 *의 엔진 작동 프로세스 매개변수 T를 결정합니다.

필요한 가속도와 상승 각도가 높을수록 필요한 추력도 높아집니다. 회전할 때 과부하(또는 롤 각도)가 증가하면 필요한 추력도 증가합니다.

추력이 최대 미만인 엔진 작동 모드를 스로틀 모드라고 합니다. 엔진 스로틀링 - 열 입력을 줄여 추력을 줄입니다.

가스 터빈 엔진의 가스 역학적 특징은 설계 매개변수의 값, 요소의 특성 및 엔진 제어 프로그램에 의해 결정됩니다.

엔진의 설계 매개변수를 통해 우리는 주어진 엔진에 대해 결정된 엔진 흡입구의 공기 온도에서 최대 모드에서 작동 프로세스의 주요 매개변수를 이해합니다.

다양한 엔진 설계의 가스-공기 경로의 주요 요소는 압축기, 연소실, 터빈 및 출구 노즐입니다.

압축기의 특성(압축기 단계)(그림 5)이 결정됩니다.

쌀. 5. 압축기 특성: a-a - 안정성 한계; c-c - 압축기 출구의 차단 라인; s-s - 작동 모드 라인

압축기 입력에서의 상대 전류 밀도 및 압축기 로터의 감소된 회전 속도에 대한 압축기의 전체 공기압 증가 정도의 의존성 및 증가 정도에 대한 효율의 의존성 총 공기압과 압축기 로터의 감소된 주파수:

. (7)

감소된 공기 유량은 다음 식에 의해 상대 전류 밀도 q(l v)와 관련됩니다.

(8)

압축기 입구 부분의 흐름 부분의 면적은 어디에 있습니까? 이는 지구의 표준 대기 조건에서 공기 흐름의 양을 나타냅니다 = 288 K, = 101325 N/m 2 크기별로. 알려진 총 압력 및 제동 온도 T* 값에서의 공기 유량은 다음 공식으로 계산됩니다.

(9)

다양한 정상 상태 작동 모드에서 엔진 요소의 공동 작동 조건에 따라 결정되는 작동 지점의 순서는 작동 모드 라인을 형성합니다. 엔진의 중요한 작동 특성은 작동 모드 라인의 지점에서 압축기 안정성 마진이며, 이는 다음 식에 의해 결정됩니다.

(10)

인덱스 "gr"은 작동 모드 라인 지점에서와 동일한 n pr 값에서 압축기의 안정적인 작동 경계 매개변수에 해당합니다.

연소실은 연료 연소의 완전성 계수와 전체 압력 계수로 특징 지어집니다.

연소실의 총 가스 압력은 총 압력 계수 g로 특징지어지는 유압 손실과 열 공급으로 인한 손실로 인해 떨어집니다. 후자는 계수로 특징 지어집니다. 총 총 압력 손실은 제품에 의해 결정됩니다.

. (11)

/.

터빈의 특성은 제1단 노즐 장치의 임계 구역에서의 상대 전류 밀도 q(ls a)와 터빈의 전체 가스 압력의 감소 정도에 대한 터빈 효율의 의존성에 의해 결정됩니다. 터빈 로터의 회전 속도 감소 및 첫 번째 단계 노즐 장치의 임계 단면적:

제트 노즐은 임계 및 출구 영역 영역의 변화 범위와 속도 계수가 특징입니다.

엔진 출력 매개변수는 항공기 동력장치의 요소인 공기 흡입구의 특성에 의해서도 크게 영향을 받습니다. 공기 흡입 특성은 전체 압력 계수로 표시됩니다.

방해받지 않는 공기 흐름의 총 압력은 어디에 있습니까? - 압축기 입구 공기 흐름의 총 압력.

따라서 각 유형의 엔진에는 특정 크기의 특징적인 부분과 해당 요소의 특성이 있습니다. 또한 엔진에는 작동 프로세스 매개변수 값에 대한 특정 수의 제어 요소와 제한 사항이 있습니다. 제어 요소의 수가 1보다 높으면 특정 비행 조건 및 작동 모드는 원칙적으로 작동 프로세스 매개 변수의 제한된 값 범위에 해당할 수 있습니다. 작동 프로세스 매개변수의 가능한 값의 전체 범위 중에서 하나의 매개변수 조합만 적합합니다. 최대 모드에서는 최대 추력을 제공하는 조합이고 스로틀 모드에서는 추력 값에서 최소 연료 소비를 제공합니다. 이 모드를 결정합니다. 작업 프로세스의 독립적으로 제어되는 매개변수(엔진의 작업 프로세스가 제어되는(또는 간단히 엔진 제어)의 정량적 지표를 기반으로 하는 매개변수)의 수는 엔진의 수와 동일하다는 점을 명심해야 합니다. 제어 요인. 그리고 이러한 매개변수의 특정 값은 나머지 매개변수의 특정 값에 해당합니다.

비행 조건 및 엔진 작동 모드에 대한 제어된 매개변수의 의존성은 엔진 제어 프로그램에 의해 결정되며 자동 제어 시스템(ACS)에 의해 보장됩니다.

2.2 엔진 제어

고정된 형상을 갖춘 엔진에는 입력되는 열량이라는 단 하나의 제어 요소만 있습니다.

쌀. 6. 압축기 특성에 따른 작동 모드 라인

매개변수는 열 입력량에 의해 직접적으로 결정되는 제어 매개변수 역할을 할 수 있습니다. 그러나 매개변수는 독립적이므로 제어되는 매개변수로서 매개변수와 감소된 회전 속도와 연관될 수 있습니다.

또한, 다양한 값 범위에서 다양한 매개변수를 제어 매개변수로 사용할 수 있습니다.

고정된 형상으로 가능한 엔진 제어 프로그램의 차이는 허용되는 매개변수 값과 최대 모드의 차이로 인해 발생합니다.

엔진 입구의 공기 온도가 변할 때 최대 모드에서 터빈 앞의 가스 온도가 변하지 않아야 하는 경우 제어 프로그램이 필요합니다. 상대온도는 식에 따라 변합니다.

그림에서. 그림 6은 작동 모드 라인의 각 값이 매개변수의 특정 값에 해당함을 보여줍니다. (그림 6)은 또한< 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.

= 1에서의 작동을 보장하려면 상대 온도가 = 1이어야 합니다. 이는 다음 식에 따라 결정됩니다.

http://www.allbest.ru/에 게시됨

조건과 동일합니다. 따라서 아래로 감소할수록 값도 감소해야 합니다. 식 (12)에 따르면 회전 속도도 감소합니다. 매개변수는 계산된 값에 해당합니다.

압축기의 총 공기압과 압축기 제어의 특성을 증가시킵니다. 프로그램 = const가 증가함에 따라 증가하고 강도 조건으로 인해 회전 속도의 증가가 허용되지 않는 경우 터빈 앞의 가스 온도가 증가함에 따라 자연스럽게 감소하는 프로그램이 사용됩니다. 이러한 경우.

이러한 매개변수의 햄은 프로그램 제공 시 자동 엔진 제어 시스템에서 제어 신호 역할을 합니다. 프로그램 = const를 제공할 때 제어 신호는 -- 값 또는 더 작은 값일 수 있으며, 이는 표현식에 따라 = const 및 = const에서

값을 제어 신호로 사용하는 것은 열전대의 민감한 요소의 작동 온도 제한으로 인해 발생할 수 있습니다.

제어 프로그램 = const를 보장하기 위해 매개변수에 의한 프로그램 제어를 사용할 수도 있으며 그 값은 (그림 7)의 함수가 됩니다.

고려되는 제어 프로그램은 일반적으로 결합됩니다. 엔진이 유사한 모드에서 작동하는 경우 상대 값에 의해 결정되는 모든 매개변수는 변경되지 않습니다. 이는 가스터빈 엔진 유동구간 전 구간의 감소된 유속, 감소된 온도, 압축기 내 전체 공기압의 증가 정도에 대한 값이다. 계산된 값이 일치하고 제어 프로그램의 두 조건을 분리하는 값은 많은 경우 지상의 표준 대기 조건 = 288K에 해당합니다. 그러나 엔진의 목적에 따라 값은 다음과 같습니다. 더 적거나 더 많습니다.

고고도 아음속 항공기 엔진의 경우 다음을 할당하는 것이 좋습니다.< 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
온도는 = 1.18이고 엔진은 최대 모드에 있습니다.
에서 일하다< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(곡선 1, 그림 7) 엔진 c(곡선 0)의 것보다.

쌀. 7. 엔진 작동 과정의 주요 매개변수의 의존성: a - 압축기 입구 공기 온도에 대한 일정한 기하학, b - 설계 공기 온도에 대한 일정한 기하학

이 경우 터빈은 더 높은 값과 더 높은 비행 마하 수에서 최대 값에 도달합니다. 따라서 = 288K인 엔진의 경우 지면 근처 터빈 앞의 최대 허용 가스 온도는 M? 0이고 높이 H에서는? 11km - M에서? 1.286. 엔진이 유사한 모드(예: 최대 = 328K)에서 작동하는 경우 지면 근처 터빈 앞의 최대 가스 온도는 M? 0.8, 그리고 높이 H? 11km - M에서? 1.6; 이륙 모드에서 가스 온도는 = 288/328입니다.

최대 = 328K에서 작동하려면 회전 속도가 이륙에 비해 = 1.07배 증가해야 합니다.

> 288 K를 선택하는 것은 상승된 기온에서 필요한 이륙 추력을 유지해야 하기 때문일 수도 있습니다.

따라서 >에서 공기 흐름의 증가는 엔진 로터 속도를 증가시키고 감소로 인해 이륙 시 특정 추력을 감소시킴으로써 보장됩니다.

보시다시피, 이 값은 엔진 작동 프로세스의 매개변수와 출력 매개변수에 상당한 영향을 미치며, 따라서 이 값은 엔진의 계산된 매개변수입니다.

3. 연료 제어 시스템

3.1 주 연료 흐름 조절기 및 전자 조절기

3.1.1 주 연료 흐름 조절기

주 연료 흐름 조절기는 기계, 유압, 전기 또는 공압으로 다양한 조합으로 제어되는 엔진 구동 장치입니다. 연료 관리 시스템의 목적은 연소 영역에서 필요한 공기-연료 대 연료 비율(중량 기준 공기 시스템)을 약 15:1로 유지하는 것입니다. 이 비율은 연료의 중량에 대한 연소실로 유입되는 1차 공기의 중량의 비율을 나타냅니다. 때로는 0.067:1의 연료 대 공기 비율이 사용됩니다. 모든 연료는 완전 연소를 위해 일정량의 공기가 필요합니다. 풍부하거나 희박한 혼합물은 연소되지만 완전히 연소되지는 않습니다. 공기와 제트 연료의 이상적인 비율은 15:1이며 이를 화학양론적(화학적으로 올바른) 혼합물이라고 합니다. 60:1의 공기 대 연료 비율을 찾는 것은 매우 일반적입니다. 이런 일이 발생하면 저자는 연소실로 들어가는 1차 공기 흐름이 아닌 전체 공기 흐름 속도를 기준으로 공연비를 나타냅니다. 기본 흐름이 전체 공기 흐름의 25%인 경우 15:1 비율은 60:1 비율의 25%입니다. 항공 가스 터빈 엔진에서는 가속 시 10:1, 감속 시 22:1의 비율로 농후 혼합기에서 희박 혼합기로 전환됩니다. 엔진이 연소 영역에서 총 공기 소비량의 25%를 소비하는 경우 비율은 가속 시 48:1, 감속 시 80:1이 됩니다.

쌀. 8. 연료-공기 작동도

유휴 모드에서 혼합물의 공기 중 20부분은 정적(안정) 상태에 있고 15부분은 고압 로터 속도의 90~100% 범위에 있습니다.

엔진의 수명이 다해가면서 공기 압축 과정의 효율성이 감소(악화)됨에 따라 공연비 15:1도 변경됩니다. 그러나 엔진의 경우 필요한 압력 증가 정도를 유지하고 흐름 중단이 발생하지 않는 것이 중요합니다. 엔진 소모, 오염 또는 손상으로 인해 압력 증가 정도가 감소하기 시작하면 필요한 정상 값을 복원하기 위해 작동 모드, 연료 소비 및 압축기 샤프트 속도가 증가합니다. 결과적으로 연소실에서 더 풍부한 혼합물이 얻어집니다. 온도가 한계에 도달하면 유지보수 담당자가 나중에 필요한 청소, 수리 또는 압축기나 터빈 교체를 수행할 수 있습니다(모든 엔진에는 자체 온도 한계가 있습니다).

3.1.2 전자 레귤레이터

공연비를 자동으로 제어하기 위해 많은 신호가 엔진 관리 시스템으로 전송됩니다. 이러한 신호의 수는 엔진 유형과 설계 시 전자 제어 시스템의 존재 여부에 따라 달라집니다. 최신 세대의 엔진에는 이전 세대 엔진의 유체 역학 장치보다 훨씬 더 많은 수의 엔진 및 항공기 매개 변수를 인식하는 전자 조절기가 있습니다.

다음은 유체역학적 엔진 제어 시스템으로 전송되는 가장 일반적인 신호 목록입니다.

1. 엔진 로터 속도(N c) - 원심 연료 조절기를 통해 구동 박스에서 직접 엔진 제어 시스템으로 전달됩니다. 안정된 엔진 작동 조건과 가속/감속 중 연료 공급에 사용됩니다(대부분의 항공기 가스 터빈 엔진의 유휴 상태에서 최대 모드까지의 가속 시간은 5~10초입니다).

2. 엔진 흡입구 압력(p t 2) - 엔진 흡입구에 설치된 센서에서 연료 제어 벨로우즈로 전송되는 전체 압력 신호입니다. 이 매개변수는 엔진 흡입구 환경 조건이 변함에 따라 항공기의 속도와 고도에 대한 정보를 전달하는 데 사용됩니다.

3. 압축기 출구의 압력 (ps 4) - 유체 기계 시스템의 벨로우즈로 전달되는 정압; 압축기 출구에서 공기의 질량 흐름을 고려하는 데 사용됩니다.

4. 연소실 압력(p b) - 연료 소비 제어 시스템을 위한 정압 신호입니다. 연소실 압력과 엔진의 특정 지점에서의 중량 공기 흐름 사이에 정비례 관계가 사용됩니다. 연소실 압력이 10% 증가하면 공기 질량 흐름은 10% 증가하고 연소실 벨로우즈는 정확한 공연비를 유지하기 위해 연료 흐름을 10% 증가시키도록 프로그래밍합니다. 이 신호에 대한 신속한 응답을 통해 흐름, 화염 및 온도 초과의 중단을 방지할 수 있습니다.

5. 입구 온도(t t 2) - 연료 소비 제어 시스템에 대한 엔진 입구의 전체 온도 신호입니다. 온도 센서는 엔진으로 들어가는 공기의 온도에 따라 팽창 및 수축하는 튜브를 사용하여 연료 관리 시스템에 연결됩니다. 이 신호는 연료 투여량 프로그램을 설정할 수 있는 공기 밀도 값에 대한 정보를 엔진 관리 시스템에 제공합니다.

3.2 단순화된 연료 소비 제어 방식(유체역학적 장치)

그림에서. 그림 9는 항공 가스 터빈 엔진 제어 시스템의 단순화된 다이어그램을 보여줍니다. 다음 원리에 따라 연료를 공급합니다.

측정 부분: 시작 사이클 전에 연료 차단 레버(10)를 움직이면 차단 밸브가 열리고 연료가 엔진에 유입됩니다(그림 9). 최소 유량 제한기(11)가 주 제어 밸브가 완전히 닫히는 것을 방지하기 때문에 차단 레버가 필요합니다. 이 설계 솔루션은 조절기 설정 스프링이 파손되거나 아이들 스토퍼가 잘못 조정된 경우에 필요합니다. 스로틀의 전체 후면 위치는 MG 스토퍼 옆의 MG 위치에 해당합니다. 이렇게 하면 스로틀이 차단 레버 역할을 하는 것을 방지할 수 있습니다. 그림에 표시된 대로 차단 레버는 시동 사이클 동안 연료 관리 시스템의 작동 압력이 올바르게 증가하도록 보장합니다. 이는 대략적으로 주입된 연료가 예상 시간 이전에 엔진에 유입되지 않도록 하기 위해 필요합니다.

중량에 따라 연료를 주입하는 원리는 다음과 같이 수학적으로 정당화됩니다.

쌀. 9. 유체역학적 연료 조절기의 다이어그램

여기서: - 소비된 연료의 중량, kg/s;

연료 소비 계수;

메인 분배 밸브의 유동 면적;

오리피스 전체의 압력 강하.

조종사가 스로틀을 앞으로 움직이면 스로틀 밸브 개방도가 증가하고 연료량도 증가합니다. 주입된 연료의 압력이 300kg/cm2로 증가했다고 가정해 보겠습니다. 이로 인해 압력이 360kg/cm2로 전반적으로 증가했습니다. 밸브 다이어프램의 양쪽에서 밸브가 강제로 닫힙니다. 우회 연료의 양이 감소하면 새로운 단면적 56kg/cm 2 에 대해 계량되지 않은 연료의 압력이 증가하게 됩니다. 재설치되지 않습니다. 이는 회전 속도가 증가하면 펌프를 통한 연료 흐름이 증가하기 때문에 발생합니다. 앞서 언급했듯이 차압 DP는 항상 시스템의 평형이 시작될 때 감압 밸브 스프링을 조이는 것과 일치합니다.

유사한 문서

증기 터빈 및 가스 터빈 엔진의 작동 목적 및 원리. 가스터빈 장치를 탑재한 선박 운항 경험. 다양한 산업 및 운송 분야에 가스 터빈 엔진 도입. 애프터버너를 갖춘 터보제트 엔진 생산, 연결 다이어그램.

프레젠테이션, 2015년 3월 19일에 추가됨

자동 제어 시스템을 규제합니다. 자동 공정 제어 시스템. 자동 제어 및 경보 시스템. 자동 보호 시스템. 분류 자동 시스템다양한 기준에 따라.

초록, 2012년 4월 7일에 추가됨

명세서그리고 엔진 테스트 모드. 항공기 가스터빈 엔진용 테스트 벤치의 특성. 테스트 박스의 유형 및 디자인 선택 및 타당성, 공기 역학적 계산. 엔진의 열 계산.

논문, 2010년 12월 5일 추가됨

Belozerny GPK LLC의 계측 서비스 특성, 조직의 기본 원칙. 가스 터빈 엔진, 목표 및 목적, 측정 장비 테스트를 위한 계측 지원. 다양한 가스 터빈 엔진 작동 매개변수를 측정하는 방법론.

논문, 2011년 4월 29일에 추가됨

자동 제어 시스템의 과도 프로세스에 대한 일반적인 특성 및 연구. 선형 ACS 시스템의 안정성 지표 연구. ACS 시스템의 주파수 특성 결정 및 동적 링크의 전기 모델 구축.

강의 과정, 2012년 6월 12일에 추가됨

사용 목적 적응 시스템자동 제어, 분류. 검색 및 비검색 셀프튜닝 시스템 구축 원리. 가변 구조의 릴레이 자체 발진 시스템 및 적응형 시스템의 작동 매개변수입니다.

코스 작업, 2013년 5월 7일에 추가됨

개발 기술적 과정대량 생산 조건에서 내열성 및 내열성 니켈 기반 합금으로 "플랜지" 유형 부품을 제조합니다. 이는 최신 가스 터빈 엔진의 압축기 및 애프터버너 챔버에 사용됩니다.

논문, 2009년 4월 28일에 추가됨

스로틀 바늘 미분 방정식의 유도. 스로틀 밸브의 연료 압력 강하를 자동으로 조절하기 위한 시스템의 전달 기능 다이어그램 및 개념 구성. Nyquist 및 Routh-Hurwitz 기준을 사용하여 ACS의 안정성을 확인합니다.

코스 작업, 2012년 9월 18일에 추가됨

선형 자동 제어 시스템의 계산. 지속 가능성과 그 기준. 조정된 시스템의 대수 주파수 특성을 계산 및 구성하고 안정성을 분석합니다. 시스템 품질의 시간 및 빈도 지표 결정.

코스 작업, 2014년 5월 3일에 추가됨

영향 연구 모델 법칙자동 시스템의 작동 품질에 대한 제어(P, PI, PID). 교정 장치의 매개변수. 레귤레이터 회로 및 오실로스코프 판독. 오버슈트 양과 전환 프로세스 시간을 변경합니다.

자체 추진 가스 터빈 엔진의 전자 조절기 테스트. 자동 제어 대상인 가스터빈 엔진 기존 가스터빈 엔진 자동 제어 시스템 검토

소개

1. 항공 GTE의 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

추천 논문 목록

가스 터빈 엔진의 자동 제어, 모니터링 및 진단 시스템의 고장 개발 프로세스에 대한 퍼지 계층적 마르코프 모델 2011, 기술 과학 후보자 Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

터보프로판 엔진의 동축 프로팬 자동 제어 시스템에 대한 복잡한 반자연적 연구 기술 2018, 기술 과학 후보 Ivanov, Artem Viktorovich

자동차 제품의 벤치 테스트를 위한 정보 및 측정 시스템 1999, 기술 과학 박사 Vasilchuk, Alexander Vasilievich

항공 운송 착륙의 안전을 보장하기 위한 차세대 자동화 제어 및 테스트 시스템 구축 2013년, 기술 과학 박사 Sheludko, Viktor Nikolaevich

자동 제어 시스템을 위한 비접촉 DC 모터 및 회전 매개변수 디지털 센서를 갖춘 액추에이터 개발 및 연구 1983, 기술 과학 후보자 Kurchanov, Vladimir Nikolaevich

논문 소개(초록의 일부) "가스터빈 엔진의 자동 제어 시스템 분석"이라는 주제로

유사한 논문 전문 "시스템 분석, 관리 및 정보 처리 (산업별)", 05.13.01 코드 HAC

고전압 전원 공급 장치를 갖춘 운송 전기 장비의 전기적 호환성 보장 2004년, 기술 과학 박사 Reznikov, Stanislav Borisovich

독립 여자 유도 전동기를 기반으로 한 전기 구동 장치 개발 및 연구 2002, 기술 과학 후보자 Postnikov, Sergey Gennadievich

통계적 방법을 이용한 자동 가스 터빈 엔진 및 해당 요소의 동적 모델 식별 2002, 기술 과학 박사 Arkov, Valentin Yulievich

주어진 동적 정확도를 갖춘 서보 제어 전기 드라이브의 구조 및 알고리즘 2011, Yuri Vitalievich, 기술 과학 Pankrats 후보

동적 모드에서 디젤 엔진의 효율을 높이기 위한 방법 및 수단 개발 2010, 기술 과학 박사 Kuznetsov, Alexander Gavriilovich

논문의 결론 "시스템 분석, 관리 및 정보 처리(산업별)" 주제, Sumachev, Sergey Aleksandrovich

논문연구 참고문헌 목록 기술 과학 후보자 Sumachev, Sergey Aleksandrovich, 2002

RF 특허 2351909 도면

발명의 공식

소개

항공 GTE용 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

자동 제어 시스템의 목적

귀하의 훌륭한 작업을 지식 기반에 제출하는 것은 쉽습니다. 아래 양식을 사용하세요

소개

현재 항공기는 FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)와 같은 최신 자동 제어 시스템을 탑재한 V세대 엔진이 탑재된 전 세계에서 널리 사용되고 있습니다. 유체역학적 자주포는 1세대 항공기 가스 터빈 엔진에 설치되었습니다.

1. 항공 GTE용 자동 제어 시스템에 대한 일반 정보

1.1 자동 제어 시스템의 목적

가스 터빈 엔진 연료 관리

자주포는 다음을 위해 설계되었습니다(그림 1).

- 엔진 시동 및 정지 제어;

- 엔진 작동 모드 제어;

- 정상 상태 및 과도 모드에서 엔진의 압축기 및 연소실(CC)의 안정적인 작동을 보장합니다.

- 엔진 매개변수가 최대 허용 한계를 초과하는 것을 방지합니다.

- 항공기 시스템과의 정보 교환을 보장합니다.

- 항공기 제어 시스템의 명령에 따라 항공기 발전소의 일부로 통합 엔진 제어

- ACS 요소의 서비스 가능성 제어를 보장합니다.

- 엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단(자동 제어 시스템과 제어 시스템이 결합되어 있음)

- 엔진 상태에 관한 정보를 준비하고 등록 시스템에 전달합니다.

엔진 시동 및 정지에 대한 제어를 제공합니다. 시작시 자주포는 다음 기능을 수행합니다.

- CS, 가이드 베인(VA) 및 공기 바이패스로의 연료 공급을 제어합니다.

- 시동 장치와 점화 장치를 제어합니다.

- 서지, 압축기 고장 및 터빈 과열 중에 엔진을 보호합니다.

- 시동 장치가 최대 회전 속도를 초과하지 않도록 보호합니다.

쌀. 1. 자동 엔진 제어 시스템의 목적

- 엔진 로터의 최대 허용 회전 속도;

- 압축기 뒤의 최대 허용 공기압;

- 터빈 뒤의 최대 가스 온도;

- 터빈 블레이드 재료의 최대 온도;

- 압축기 스테이션의 최소 및 최대 연료 소비;

- 시동 장치 터빈의 최대 허용 회전 속도.

항공기 시스템과의 정보 교환. 정보 교환은 직렬 및 병렬 정보 교환 채널을 통해 수행됩니다.

엔진 상태의 작동 모니터링 및 진단. 제어 시스템과 통합된 ACS는 다음 기능을 추가로 수행합니다.

- 엔진 및 항공기 센서 및 경보로부터 신호 수신, 필터링, 처리 및 온보드 디스플레이, 등록 및 기타 항공기 시스템으로의 출력, 아날로그 및 이산 매개변수 변환

- 측정된 매개변수의 공차 제어;

- 이륙 중 엔진 추력 매개변수 제어

- 압축기 기계화의 작동을 모니터링합니다.

- 전진 및 후진 추력 시 반전 장치 요소의 위치 제어

- 엔진 작동 시간에 대한 정보 계산 및 저장

- 급유시 시간당 소비량 및 오일 레벨 제어;

- 정지 중 엔진 시동 시간 및 LPC 및 HPC 로터의 런다운 제어

- 공기 흡입 시스템 및 터빈 냉각 시스템 제어

- 엔진 부품의 진동 제어;

- 정상 상태에서 엔진의 주요 매개변수 변화 추세 분석.

그림에서. 그림 2는 터보팬 엔진의 자동 제어 시스템의 단위 구성을 개략적으로 보여줍니다.

유체역학적 제어 시스템에 대한 전적인 책임을 갖는 디지털 제어 시스템의 장점은 분명합니다.

- FADEC 시스템에는 두 개의 독립적인 제어 채널이 있어 신뢰성이 크게 향상되고 다중 중복이 필요하지 않아 무게가 줄어듭니다.

쌀. 2. 터보팬 엔진의 자동 제어, 모니터링 및 연료 공급 시스템의 단위 구성

- FADEC 시스템은 더 큰 유연성을 가지고 있습니다. 수행하는 기능의 수와 성격은 새로운 관리 프로그램을 도입하거나 기존 관리 프로그램을 조정하여 늘리고 변경할 수 있습니다.

- FADEC 시스템은 승무원의 작업량을 크게 줄이고 널리 사용되는 플라이 바이 와이어(fly-by-wire) 항공기 제어 기술의 사용을 보장합니다.

- FADEC 시스템은 엔진 작동 시간 및 주요 구성 요소의 손상을 등록하고, 결과를 비휘발성 메모리에 저장하여 지상 및 이동 자체 모니터링을 제공합니다.

- FADEC 시스템의 경우 구성 요소를 교체한 후 엔진을 조정하고 점검할 필요가 없습니다.

FADEC 시스템은 또한 다음을 수행합니다.

- 수동 및 자동의 두 가지 모드로 트랙션을 제어합니다.

- 연료 소비를 제어합니다.

- 엔진 경로를 따라 공기 흐름을 제어하고 터빈 엔진 블레이드 뒤의 간격을 조정하여 최적의 작동 모드를 제공합니다.

- 통합 구동 발전기의 오일 온도를 제어합니다.

- 지상에서 역추력 시스템 작동에 대한 제한 사항을 준수하는지 확인합니다.

그림에서. 3은 FADEC 자주포가 수행하는 광범위한 기능을 명확하게 보여줍니다.

러시아에서는 AL-31F, PS-90A 엔진 및 기타 여러 제품을 개조하기 위해 이러한 유형의 자주포가 개발되고 있습니다.

표기법을 고려하여 식 (1)과 (2)의 오른쪽을 동일시하면 다음을 얻습니다.