Badania regulatorów elektronicznych samobieżnych silników turbinowych. Silnik turbogazowy jako obiekt automatycznego sterowania Przegląd istniejących układów automatycznego sterowania silnikami turbinowymi

SKRÓTY KONWENCJONALNE

Klimatyzacja - system automatyczny

AD - silnik lotniczy

VZ - wlot powietrza

VNA - wejściowa łopatka kierująca

VS - samolot

VD - wysokie ciśnienie

GDU - stabilność dynamiczna gazu

GTE - silnik turbinowy gazowy

DI - igła dozująca

HPC - sprężarka wysokociśnieniowa

LPC - sprężarka niskociśnieniowa

NA - łopatka kierująca

ND - niskie ciśnienie

Dźwignia ciągu - dźwignia sterowania silnikiem

SAU - system automatyczna kontrola

SU - elektrownia

TVD - silnik turbośmigłowy; turbina wysokiego ciśnienia

LPT - turbina niskiego ciśnienia

Turbofan - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy

TRDDF - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy z dopalaczem

TO - obsługa techniczna

CPU - jednostka centralna

ACU - jednostka sterująca siłownika - jednostka sterująca napędem

AFDX - format magistrali danych

ARINC 429 – format danych magistrali cyfrowej

DEC/DECU – cyfrowa elektroniczna jednostka sterująca – cyfrowa jednostka sterująca silnikiem

EEC - elektroniczne sterowanie silnikiem - jednostka systemowa sterowanie elektroniczne silnik; regulator elektroniczny

EMU - jednostka monitorująca silnik - jednostka sterująca silnika

EOSU - elektroniczny moduł zabezpieczenia przed przekroczeniem prędkości obrotowej - moduł zabezpieczenia przed przekroczeniem prędkości obrotowej silnika

ETRAS - elektromechaniczny układ uruchamiania odwracacza ciągu - układ napędowy elektromechanicznego urządzenia odwracającego ciąg

FADEC - pełnoprawne cyfrowe sterowanie elektroniczne - elektroniczny system sterowania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

FCU - jednostka sterująca paliwem - regulator zasilania paliwem

FMS - sekcja pomiaru paliwa - część pomiarowa - zespół dozowania paliwa - urządzenie dozujące paliwo

N1 - prędkość wirnika niskiego ciśnienia

N2 - prędkość wirnika wysokiego ciśnienia

ODMS - czujnik magnetyczny zanieczyszczeń olejowych - czujnik do wykrywania cząstek metali w oleju

SAV - zawór powietrza rozrusznika - zawór powietrza rozrusznika

VMU - jednostka pomiaru drgań - urządzenie do pomiaru drgań

WSTĘP

Ogólne informacje o układach automatycznego sterowania lotniczych silników turbinowych

2 Problemy pojawiające się podczas eksploatacji układów automatycznego sterowania silnikiem typu FADEC

Gazowe obwody dynamiczne silników turbinowych

1 Charakterystyki gazodynamiczne silników turbinowych

2 Sterowanie silnikiem

Systemy zarządzania paliwem

1 Główny regulator przepływu paliwa

2 Uproszczony schemat zarządzania paliwem

3 Hydropneumatyczne układy kontroli paliwa, turbośmigłowy PT6

4 System zarządzania paliwem Bendix DP-L2

5 Elektroniczny system programowania podawania paliwa

6 Sterowanie mocą i programowanie paliwa (CFM56-7B)

7 System zarządzania paliwem APU

8 Konfiguracja systemu zarządzania paliwem

Automatyczny system sterowania

1 Część główna

2 Opis i działanie

3 System zarządzania paliwem

4 System wyświetlania zużycia paliwa

Wykaz używanej literatury

WSTĘP

W ciągu sześćdziesięciu lat rozwoju silniki turbinowe (GTE) stały się głównym rodzajem silników do nowoczesnych samolotów. lotnictwo cywilne. Silniki turbinowe gazowe są klasycznym przykładem złożonego urządzenia, którego części działają przez długi czas w określonych warunkach wysokie temperatury i obciążenia mechaniczne. Wysoce wydajna i niezawodna praca lotniczych turbin gazowych elektrowni nowoczesnych samolotów jest niemożliwa bez zastosowania specjalnych systemów automatycznego sterowania (ACS). Niezwykle ważne jest monitorowanie i zarządzanie parametrami pracy silnika, aby zapewnić wysoką niezawodność i długą żywotność. Dlatego wybór automatycznego układu sterowania silnikiem odgrywa ogromną rolę.

Obecnie na świecie szeroko stosowane są samoloty, na których instalowane są silniki V generacji, wyposażone w najnowocześniejsze systemy automatycznego sterowania takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechaniczne działa samobieżne instalowano w lotniczych silnikach turbinowych pierwszej generacji.

Układy hydromechaniczne przeszły długą drogę rozwoju i udoskonalania, począwszy od najprostszych, polegających na sterowaniu dopływem paliwa do komory spalania (CC) poprzez otwieranie/zamykanie zaworu odcinającego (zaworu), aż po nowoczesne hydroelektroniczne, w w którym wszystkie główne funkcje sterujące realizowane są za pomocą mierników hydromechanicznych – urządzeń decyzyjnych, a jedynie do realizacji niektórych funkcji (ograniczenie temperatury gazu, prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki itp.) wykorzystywane są regulatory elektroniczne. Jednak teraz to nie wystarczy. Aby sprostać wysokim wymaganiom w zakresie bezpieczeństwa i wydajności lotów, konieczne jest stworzenie systemów w pełni elektronicznych, w których wszystkie funkcje sterujące realizowane są przy wykorzystaniu technologii elektronicznej, a organy wykonawcze może być hydromechaniczny lub pneumatyczny. Takie działa samobieżne są w stanie nie tylko monitorować dużą liczbę parametrów silnika, ale także monitorować ich trendy i zarządzać nimi, w ten sposób, według zainstalowane programy, ustaw silnik na odpowiednie tryby pracy, wejdź w interakcję z systemami statku powietrznego, aby to osiągnąć maksymalna wydajność. Do takich systemów należy działo samobieżne FADEC.

Poważnym badaniem konstrukcji i działania automatycznych układów sterowania lotniczych silników turbinowych jest warunek konieczny prawidłowa ocena stanu technicznego (diagnostyka) układów sterowania i ich poszczególnych elementów, a także ogólnie bezpieczna eksploatacja układów automatycznego sterowania lotniczych elektrowni turbinowo-gazowych.

1. INFORMACJE OGÓLNE O SYSTEMACH AUTOMATYCZNEGO STEROWANIA DLA LOTNICTWA GTE

1 Cel automatycznych systemów sterowania

zarządzanie paliwem silnika turbinowego gazowego

Działo samobieżne przeznaczone jest do (rys. 1):

kontrola uruchamiania i wyłączania silnika;

kontrola trybu pracy silnika;

zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i komory spalania (CC) silnika w trybach ustalonych i przejściowych;

niedopuszczenie do przekroczenia przez parametry silnika maksymalnych dopuszczalnych wartości granicznych;

zapewnienie wymiany informacji z systemami statku powietrznego;

zintegrowane sterowanie silnikiem w ramach zespołu napędowego statku powietrznego w oparciu o polecenia z systemu sterowania statkiem powietrznym;

zapewnienie kontroli przydatności elementów ACS;

kontrola operacyjna i diagnozowanie stanu silnika (z połączonym układem automatycznego sterowania i układem sterowania);

przygotowanie i przekazanie informacji o stanie silnika do systemu rejestracji.

Zapewnia kontrolę nad uruchamianiem i wyłączaniem silnika. Podczas uruchamiania działo samobieżne spełnia następujące funkcje:

steruje dopływem paliwa do stacji sprężarek, łopatką kierującą (VA) i obejściami powietrza;

steruje urządzeniem rozruchowym i jednostkami zapłonowymi;

chroni silnik podczas przepięć, awarii sprężarki i przegrzania turbiny;

zabezpiecza urządzenie rozruchowe przed przekroczeniem maksymalnej prędkości obrotowej.

Ryż. 1. Cel układu automatycznego sterowania silnikiem

Samobieżny układ sterowania zapewnia wyłączenie silnika z dowolnego trybu pracy na polecenie pilota lub automatycznie po osiągnięciu parametrów granicznych oraz krótkotrwałe przerwanie dopływu paliwa do głównej sprężarki w przypadku utraty dynamiki gazowej stabilność sprężarki (GDU).

Sterowanie trybem pracy silnika. Sterowanie odbywa się według poleceń pilota, zgodnie z określonymi programami sterowania. Czynnością kontrolną jest zużycie paliwa w tłoczni. Podczas kontroli utrzymywany jest zadany parametr regulacji, uwzględniający parametry powietrza na wlocie do silnika oraz parametry wewnątrzsilnikowe. W wielosprzężonych układach sterowania można również sterować geometrią części przepływowej w celu wdrożenia optymalnego i adaptacyjnego sterowania w celu zapewnienia maksymalnej wydajności kompleksu „CS – samolot”.

Zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i stacji sprężarek silnika w stanach ustalonych i przejściowych. Dla stabilnej pracy kompresora i kompresora, automatyczna kontrola programowa dopływu paliwa do komory spalania w stanach przejściowych, sterowanie zaworami obejściowymi powietrza ze sprężarki lub za sprężarką, kontrola kąta ustawienia łopatek obrotowych BHA i HA sprężarki. Sterowanie zapewnia przepływ linii trybów pracy z wystarczającym marginesem stabilności dynamicznej gazu sprężarki (wentylator, stopnie wspomagające, pompa ciśnieniowa i wzrost ciśnienia). Aby zapobiec przekroczeniu parametrów w przypadku utraty GDU sprężarki, stosuje się systemy przeciwprzepięciowe i zapobiegające utknięciu.

Zapobieganie przekroczeniu parametrów silnika w maksymalnych dopuszczalnych granicach. Przez maksymalne dopuszczalne parametry rozumie się maksymalne możliwe parametry silnika, ograniczone warunkami spełnienia charakterystyki przepustnicy i wysokościowo-prędkościowej. Długotrwała praca w trybach o maksymalnych dopuszczalnych parametrach nie powinna prowadzić do zniszczenia części silnika. W zależności od konstrukcji silnika, automatycznie ograniczane są:

maksymalna dopuszczalna prędkość wirnika silnika;

maksymalne dopuszczalne ciśnienie powietrza za sprężarką;

maksymalna temperatura gazu za turbiną;

maksymalna temperatura materiału łopatki turbiny;

minimalne i maksymalne zużycie paliwa w tłoczni;

maksymalna dopuszczalna prędkość obrotowa turbiny urządzenia rozruchowego.

Jeżeli turbina zacznie się obracać w momencie pęknięcia jej wału, silnik zostanie automatycznie wyłączony z maksymalną możliwą prędkością obrotową zaworu odcinającego paliwo w komorze spalania. Można zastosować czujnik elektroniczny wykrywający przekroczenie progowej prędkości obrotowej lub urządzenie mechaniczne wykrywające wzajemne przemieszczenie obwodowe wałów sprężarki i turbiny i ustalające moment pęknięcia wału powodujący wyłączenie dopływu paliwa. W tym przypadku urządzenia sterujące mogą być elektroniczne, elektromechaniczne lub mechaniczne.

Konstrukcja ACS musi przewidywać ponadsystemowe środki ochrony silnika przed zniszczeniem w przypadku osiągnięcia parametrów granicznych w przypadku awarii głównych kanałów sterujących ACS. Można zastosować oddzielny moduł, który po osiągnięciu maksymalnej wartości powyższego systemowego ograniczenia któregokolwiek z parametrów, przy maksymalnej prędkości, wydaje polecenie odcięcia dopływu paliwa w CS.

Wymiana informacji z systemami statku powietrznego. Wymiana informacji odbywa się poprzez szeregowe i równoległe kanały wymiany informacji.

Dostarczanie informacji do urządzeń kontrolnych, testujących i regulujących. Aby określić stan użytkowy części elektronicznej ACS, rozwiązywanie problemów i regulację operacyjną jednostek elektronicznych, zestaw akcesoriów silnika zawiera specjalny panel sterowania, testowania i regulacji. Pilot służy do operacji naziemnych, a w niektórych systemach jest montowany na pokładzie samolotu. Wymiana informacji pomiędzy ACS-em a konsolą odbywa się za pomocą kodowanych linii komunikacyjnych za pośrednictwem specjalnie podłączonego kabla.

Zintegrowane sterowanie silnikiem jako część systemu sterowania statkiem powietrznym z wykorzystaniem poleceń z systemu sterowania statkiem powietrznym. Aby uzyskać maksymalną wydajność silnika i samolotu jako całości, zintegrowane jest sterowanie silnikiem i innymi układami sterowania. Systemy sterowania integrowane są w oparciu o cyfrowe systemy komputerowe pokładowe, zintegrowane z kompleksowym systemem sterowania pokładowego. Zintegrowane sterowanie odbywa się poprzez dostosowanie programów sterujących silnikiem z układu sterowania, wydawanie parametrów silnika w celu sterowania dolotem powietrza (AI). Na sygnał z samobieżnego układu sterowania VZ wydawane są polecenia ustawienia elementów mechanizacji silnika w położenie zwiększające rezerwy zespołu turbiny gazowej kompresorowej. Aby zapobiec zakłóceniom w sterowanym statku powietrznym w przypadku zmiany trybu lotu, tryb pracy silnika jest odpowiednio dostosowywany lub ustalany.

Monitorowanie przydatności elementów ACS. W elektronicznej części silnika ACS sprawność elementów ACS jest automatycznie monitorowana. W przypadku awarii elementów ACS, informacja o usterkach przekazywana jest do systemu sterowania statkiem powietrznym. Programy sterujące i struktura części elektronicznej ACS są rekonfigurowane w celu utrzymania ich funkcjonalności.

Monitoring eksploatacyjny i diagnostyka stanu silnika. ACS zintegrowany z systemem sterowania realizuje dodatkowo następujące funkcje:

odbiór sygnałów z czujników i alarmów silnika i statku powietrznego, ich filtrowanie, przetwarzanie i wyprowadzanie na wyświetlacze pokładowe, systemy rejestracyjne i inne systemy statku powietrznego, konwersja parametrów analogowych i dyskretnych;

kontrola tolerancji mierzonych parametrów;

kontrola parametru ciągu silnika podczas startu;

kontrola pracy mechanizacji sprężarki;

kontrola położenia elementów urządzenia nawrotnego przy ciągu do przodu i do tyłu;

obliczanie i przechowywanie informacji o godzinach pracy silnika;

kontrola godzinowego zużycia i poziomu oleju podczas tankowania;

kontrola czasu rozruchu silnika i wybiegu wirników LPC i HPC podczas postoju;

sterowanie układami odpowietrzającymi i układami chłodzenia turbin;

kontrola wibracji elementów silnika;

analiza tendencji zmian głównych parametrów silnika w stanie ustalonym.

Na ryc. Na rys. 2 schematycznie przedstawiono skład zespołów automatycznego układu sterowania silnikiem turbowentylatorowym.

Biorąc pod uwagę obecnie osiągany poziom parametrów procesów eksploatacyjnych lotniczych silników turbinowych, dalsze doskonalenie charakterystyk elektrowni wiąże się z poszukiwaniem nowych metod sterowania, z integracją systemów sterowania samobieżnych w jednolity system sterowania statkiem powietrznym i silnikiem. i ich wspólne zarządzanie w zależności od trybu i etapu lotu. Takie podejście staje się możliwe wraz z przejściem na elektroniczne, cyfrowe systemy sterowania silnikiem, takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), czyli tzw. do systemów, w których elektronika steruje silnikiem na wszystkich etapach i trybach lotu (systemy z pełną odpowiedzialnością).

Zalety cyfrowego systemu sterowania z pełną odpowiedzialnością w porównaniu z hydromechanicznym systemem sterowania są oczywiste:

system FADEC posiada dwa niezależne kanały sterujące, co znacząco zwiększa jego niezawodność, eliminuje konieczność stosowania wielokrotnych redundancji oraz zmniejsza jego wagę;

Ryż. 2. Skład zespołów układu automatycznego sterowania, monitorowania i zasilania paliwem silnika turbowentylatorowego

system FADEC zapewnia automatyczny rozruch, pracę w stanach ustalonych, ograniczenie temperatury gazu i prędkości obrotowej, rozruch po zgaśnięciu komory spalania, zabezpieczenie przeciwprzepięciowe na skutek krótkotrwałego zmniejszenia dopływu paliwa, działa w oparciu o różnego rodzaju dane pochodzące z czujników;

System FADEC jest bardziej elastyczny, ponieważ liczbę i charakter pełnionych funkcji można zwiększać i zmieniać poprzez wprowadzanie nowych lub dostosowywanie istniejących programów zarządzania;

System FADEC znacznie odciąża załogę i pozwala na wykorzystanie szeroko stosowanej technologii sterowania samolotami typu fly-by-wire;

Funkcje FADEC obejmują monitorowanie stanu silnika, diagnostykę usterek i informacje o konserwacji całego układu napędowego. Wibracje, osiągi, temperatura, zachowanie układu paliwowego i olejowego to jedne z wielu aspektów operacyjnych, które można monitorować w celu zapewnienia bezpieczeństwa, skutecznej kontroli żywotności i obniżonych kosztów konserwacji;

System FADEC zapewnia rejestrację godzin pracy silnika i uszkodzeń jego głównych podzespołów, automonitoring naziemny i podróżny z zapisem wyników w pamięci nieulotnej;

dla systemu FADEC nie ma konieczności regulacji i kontroli silnika po wymianie któregokolwiek jego elementu.

System FADEC także:

kontroluje przyczepność w dwóch trybach: ręcznym i automatycznym;

kontroluje zużycie paliwa;

zapewnia optymalne warunki pracy poprzez kontrolę przepływu powietrza wzdłuż toru silnika i regulację szczeliny za łopatkami silnika turbinowego;

kontroluje temperaturę oleju zintegrowanego generatora napędowego;

zapewnia zgodność z ograniczeniami dotyczącymi pracy układu odwrotnego ciągu na ziemi.

Na ryc. 3 wyraźnie ukazuje szeroki zakres funkcji, jakie pełnią działa samobieżne FADEC.

W Rosji opracowywane są działa samobieżne tego typu do modyfikacji silników AL-31F, PS-90A i wielu innych produktów.

Ryż. 3. Cel cyfrowego układu sterowania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

2 Problemy pojawiające się podczas eksploatacji układów automatycznego sterowania silnikiem typu FADEC

Należy zaznaczyć, że w związku z coraz bardziej dynamicznym rozwojem elektroniki i Technologie informacyjne Za granicą wiele firm zajmujących się produkcją dział samobieżnych rozważało w połowie lat 80-tych przejście na systemy typu FADEC. Niektóre aspekty tego zagadnienia i problemów z nim związanych zostały nakreślone w raportach NASA i szeregu periodyków. Jednak tylko zapewniają Postanowienia ogólne wskazano główne zalety elektronicznych cyfrowych dział samobieżnych. Nie opublikowano problemów pojawiających się podczas przechodzenia na systemy elektroniczne, sposobów ich rozwiązywania oraz zagadnień związanych z zapewnieniem wymaganych wskaźników systemów automatycznego sterowania.

Obecnie jednym z najpilniejszych wyzwań dla dział samobieżnych budowanych w oparciu o elektroniczne układy cyfrowe jest zadanie zapewnienia wymaganego poziomu niezawodności. Wynika to przede wszystkim z niewystarczającego doświadczenia w tworzeniu i eksploatacji tego typu systemów.

Znane są przypadki awarii dział samobieżnych FADEC w zagranicznych lotniczych silnikach turbinowych z podobnych przyczyn. Przykładowo w działach samobieżnych FADEC zamontowanych na turbowentylatorach Rolls-Royce AE3007A i AE3007C zarejestrowano awarie tranzystorów, które mogły powodować awarie w locie tych silników stosowanych w samolotach dwusilnikowych.

Dla silnika turbowentylatorowego AS900 zaistniała potrzeba wdrożenia programu, który automatycznie ograniczałby parametry w celu poprawy niezawodności systemu FADEC, a także zapobiegał, wykrywał i przywracał normalną pracę po przepięciach i utykach. Silnik turbowentylatorowy AS900 został także wyposażony w zabezpieczenie przed przekroczeniem prędkości obrotowej, podwójne złącza do przesyłania danych do czujników parametrów krytycznych za pomocą magistrali oraz sygnały dyskretne zgodnie ze standardem ARINK 429.

Specjaliści zajmujący się opracowywaniem i wdrażaniem dział samobieżnych FADEC odkryli wiele błędów logicznych, których naprawienie wymagało znacznych nakładów finansowych. Ustalili jednak, że w przyszłości dzięki udoskonaleniu systemu FADEC możliwe stanie się przewidywanie żywotności wszystkich elementów silnika. Umożliwi to zdalne monitorowanie flot samolotów z centralnej lokalizacji w dowolnym miejscu na świecie.

Wprowadzaniu tych innowacji ułatwi przejście od sterowania elementami wykonawczymi za pomocą centralnych mikroprocesorów do tworzenia inteligentnych mechanizmów wyposażonych we własne procesory sterujące. Zaletą takiego „systemu rozproszonego” będzie zmniejszenie masy w wyniku eliminacji linii przesyłu sygnału i związanego z nimi sprzętu. Niezależnie od tego poszczególne systemy będą nadal udoskonalane.

Obiecujące wdrożenia dla poszczególnych zagranicznych silników turbinowych to:

usprawnienie układu sterowania silnikiem, zapewnienie automatycznego rozruchu i pracy na biegu jałowym ze sterowaniem odpowietrzeniem i układem przeciwoblodzeniowym, synchronizacja pracy układów silnika w celu uzyskania niskiego poziomu hałasu i automatycznego zachowania charakterystyki, a także sterowanie urządzeniem nawrotnym ;

zmiana zasady działania FADEC ACS w celu sterowania silnikiem nie w oparciu o sygnały z czujników ciśnienia i temperatury, ale bezpośrednio w oparciu o prędkość obrotową wirnika wysokiego ciśnienia ze względu na fakt, że parametr ten jest łatwiejszy do pomiaru niż sygnał z podwójnego układu czujników temperatury i ciśnienia, który występuje w istniejących silnikach, musi zostać przetworzony. Nowy system pozwoli na większą szybkość reakcji i mniejsze rozproszenie pętli sterowania;

montaż znacznie mocniejszego procesora wykorzystującego standardowe chipy przemysłowe oraz zapewnienie diagnostyki i prognozowania stanu (działalności) silnika i jego charakterystyki, rozwój dział samobieżnych typu PSC FADEC. PSC to system czasu rzeczywistego, który można wykorzystać do optymalizacji osiągów silnika z zastrzeżeniem wielu ograniczeń, na przykład w celu zminimalizowania jednostkowego zużycia paliwa przy stałym ciągu;

włączenie zintegrowanego systemu sterowania w działach samobieżnych FADEC stan techniczny silnik. Regulacja silnika odbywa się w oparciu o zmniejszoną prędkość wentylatora, biorąc pod uwagę wysokość lotu, temperaturę zewnętrzną, ciąg i liczbę Macha;

połączenie systemu monitorowania stanu silnika EMU (Engine Monitoring Unit) z FADEC, co umożliwi porównanie większej ilości danych w czasie rzeczywistym i zapewni większe bezpieczeństwo, gdy silnik będzie pracował „blisko fizycznych granic”. W oparciu o zastosowanie uproszczonego modelu termodynamicznego, w którym czynniki takie jak zmiany temperatury i naprężenia są uwzględniane łącznie jako skumulowany wskaźnik zmęczenia, EMU umożliwia również monitorowanie częstotliwości użytkowania w czasie. Monitorowane są także takie sytuacje jak „piski”, piski, zwiększone wibracje, przerwany rozruch, awaria płomienia, a także skoki napięcia silnika. Nowością w systemie FADEC jest zastosowanie magnetycznego czujnika do wykrywania cząstek metali ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), który pozwala nie tylko określić wielkość i ilość cząstek zawierających żelazo, ale także usunąć je o 70.. 0,80% przy użyciu wirówki. W przypadku wykrycia wzrostu liczby cząstek jednostka EMU pozwala sprawdzić wibracje i zidentyfikować niebezpieczne procesy, na przykład zbliżającą się awarię łożysk (dla silników turbowentylatorowych EJ200);

stworzenie przez General Electric dwukanałowego cyfrowego działa samobieżnego FADEC trzeciej generacji, którego czas reakcji jest znacznie krótszy, a pojemność pamięci większa niż w przypadku poprzednich dział samobieżnych dwuobwodowych silników FADEC produkowanych przez tę firmę . Dzięki temu działo samobieżne ma dodatkowe możliwości rezerwowe, zwiększające niezawodność silnika i ciąg. FADEC ACS będzie również miał obiecującą zdolność do filtrowania sygnałów wibracyjnych w celu ustalenia i zdiagnozowania objawów zbliżającej się awarii komponentu/części w oparciu o analizę widmową znane gatunki awarie i nieprawidłowe działanie, na przykład zniszczenie bieżni łożyska. Dzięki takiej identyfikacji na koniec lotu otrzymamy ostrzeżenie o konieczności przeprowadzenia obsługi technicznej. FADEC ACS będzie zawierał dodatkową tablicę elektroniczną zwaną Tablicą Osobowości. Jej cechy charakterystyczne to magistrala danych zgodna z nowym standardem Airbusa (AFDX) i nowymi funkcjami (kontrola przekroczenia prędkości, kontrola trakcji itp.). Ponadto nowa płytka rozszerzy komunikację z urządzeniem do pomiaru drgań VMU (Vibration Measurment Unit) oraz elektromechanicznym układem napędowym urządzenia do odwracania ciągu ETRAS (Electromechanical Thrust Reverser Avocation System).

2. SCHEMATY DYNAMICZNE GAZOWE SILNIKÓW TURBINOWYCH GAZOWYCH

Złożone wymagania dotyczące warunków pracy naddźwiękowych samolotów wielomodowych najlepiej spełniają silniki turboodrzutowe (TRJ) i bocznikowe silniki turboodrzutowe (TRDE). Cechą wspólną tych silników jest natura powstawania darmowej energii, różnica polega na naturze jej wykorzystania.

W silniku jednoobwodowym (rys. 4) energia swobodna dostępna płynowi roboczemu za turbiną jest bezpośrednio zamieniana na energię kinetyczną wypływającego strumienia. W silniku dwuprzewodowym tylko część energii swobodnej jest zamieniana na energię kinetyczną wypływającego strumienia. Pozostała część darmowej energii idzie na zwiększenie energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza. Energia przekazywana jest dodatkowej masie powietrza za pomocą turbiny i wentylatora.

Wykorzystanie części darmowej energii do rozpędzenia dodatkowej masy powietrza przy określonych wartościach parametrów procesu eksploatacyjnego, a co za tym idzie przy określonym godzinowym zużyciu paliwa, pozwala na zwiększenie ciągu silnika i zmniejszenie jednostkowego zużycia paliwa.

Niech natężenie przepływu powietrza w silniku turboodrzutowym będzie równe i natężenie przepływu gazu. W silniku dwuprzewodowym natężenie przepływu powietrza w obwodzie wewnętrznym jest takie samo jak w silniku jednoprzewodowym, a natężenie przepływu gazu jest takie samo; odpowiednio w konturze zewnętrznym i (patrz ryc. 4).

Zakładamy, że natężenie przepływu powietrza i natężenie przepływu gazu silnika jednoprzewodowego, charakteryzujące poziom energii swobodnej, przy każdej wartości prędkości lotu mają określone wartości.

Warunki bilansu przepływów mocy w silnikach turboodrzutowych i silnikach turbowentylatorowych przy braku strat w elementach drogi gaz-powietrze, zapewniających wzrost energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza, można przedstawić za pomocą wyrażeń

Ryż. 4. Silniki dwuobwodowe i jednoobwodowe z jednym obwodem turbosprężarki

(1)

W wyjaśnieniu ostatniego wyrażenia zauważamy, że część energii swobodnej przekazanej do obwodu zewnętrznego zwiększa energię przepływu z poziomu posiadanego przez nadchodzący przepływ do poziomu .

Przyrównując prawe strony wyrażeń (1) i (2), biorąc pod uwagę zapis, otrzymujemy

, , . (3)

Ciąg silnika dwuprzewodowego określa się na podstawie wyrażenia

Jeśli wyrażenie (3) zostanie rozwiązane względnie, a wynik zostanie podstawiony do wyrażenia (4), otrzymamy

Maksymalny ciąg silnika dla zadanych wartości i t osiąga się przy , co wynika z rozwiązania równania.

Wyrażenie (5) w ma postać

Najprostszym wyrażeniem ciągu silnika jest kiedy

Wyrażenie to pokazuje, że wzrost współczynnika obejścia prowadzi do monotonicznego wzrostu ciągu silnika. W szczególności widać, że przejściu z silnika jednoprzewodowego (t = 0) na silnik dwuprzewodowy o t = 3 towarzyszy podwojenie ciągu. A ponieważ zużycie paliwa w generatorze gazu pozostaje niezmienione, jednostkowe zużycie paliwa również zmniejsza się o połowę. Ale ciąg właściwy silnika dwuobwodowego jest niższy niż w przypadku silnika jednoobwodowego. Przy V = 0 ciąg właściwy jest określony przez wyrażenie

co wskazuje, że wraz ze wzrostem t ciąg właściwy maleje.

Jedną z oznak różnic w obwodach silników dwuprzewodowych jest charakter interakcji przepływów obwodów wewnętrznych i zewnętrznych.

Silnik dwuobwodowy, w którym przepływ gazu w obwodzie wewnętrznym miesza się ze strumieniem powietrza za wentylatorem – przepływ w obwodzie zewnętrznym – nazywany jest silnikiem dwuobwodowym o przepływie mieszanym.

Silnik dwuobwodowy, w którym określone przepływy wypływają z silnika oddzielnie, nazywany jest silnikiem dwuobwodowym z oddzielnymi obwodami.

1 Charakterystyki gazodynamiczne silników turbinowych

Parametry wyjściowe silnika – ciąg P, ciąg właściwy Psp i jednostkowe zużycie paliwa Csp – są w całości zdeterminowane parametrami procesu jego pracy, które dla każdego typu silnika pozostają w pewnej zależności od warunków lotu i parametru determinującego tryb pracy silnika.

Parametrami procesu roboczego są: temperatura powietrza na wlocie silnika T w *, stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce, stopień obejścia t, temperatura gazu przed turbiną, natężenie przepływu w charakterystyce odcinki ścieżki gaz-powietrze, wydajność poszczególnych jej elementów itp. .

Warunki lotu charakteryzują się temperaturą i ciśnieniem niezakłóconego przepływu T n i P n oraz prędkością lotu V (lub prędkością zredukowaną λ n, czyli liczbą Macha).

Parametry T n i V (M lub λ n), charakteryzujące warunki lotu, określają także parametr procesu pracy silnika T w *.

Wymagany ciąg silnika zainstalowanego na samolocie zależy od charakterystyki płatowca, warunków i charakteru lotu. Zatem w poziomym locie ustalonym ciąg silnika musi być dokładnie równy oporowi aerodynamicznemu statku powietrznego P = Q; podczas przyspieszania zarówno w płaszczyźnie poziomej, jak i podczas wznoszenia, ciąg musi przekraczać opór

im wyższe wymagane przyspieszenie i kąt wznoszenia, tym większy wymagany ciąg. Wymagany ciąg wzrasta również wraz ze wzrostem przeciążenia (lub kąta przechyłu) podczas wykonywania zakrętu.

Granice ciągu są określone przez maksymalny tryb pracy silnika. Ciąg i jednostkowe zużycie paliwa w tym trybie zależą od wysokości i prędkości lotu i zwykle odpowiadają warunkom maksymalnej wytrzymałości takich parametrów procesu pracy, jak temperatura gazu przed turbiną, prędkość obrotowa wirnika silnika i temperatura gazu w dopalaczu.

Tryby pracy silnika, w których ciąg jest niższy od maksymalnego, nazywane są trybami przepustnicy. Dławienie silnika - zmniejszenie ciągu osiąga się poprzez zmniejszenie dopływu ciepła.

Właściwości gazodynamiczne silnika turbinowego są określone przez wartości parametrów projektowych, charakterystykę elementów i program sterowania silnikiem.

Przez parametry konstrukcyjne silnika będziemy rozumieć główne parametry procesu pracy w trybach maksymalnych przy temperaturze powietrza na wlocie silnika = , określonej dla danego silnika.

Głównymi elementami ścieżki gaz-powietrze w różnych konstrukcjach silników są sprężarka, komora spalania, turbina i dysza wylotowa.

Określono charakterystykę sprężarki (stopnie sprężarki) (ryc. 5).

Ryż. 5. Charakterystyka sprężarki: a-a - granica stabilności; c-c - linia odcinająca na wylocie sprężarki; s-s - linia trybów pracy

zależność stopnia wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce od względnej gęstości prądu na wejściu do sprężarki i zmniejszonej prędkości obrotowej wirnika sprężarki oraz zależność sprawności od stopnia wzrostu całkowite ciśnienie powietrza i zmniejszona częstotliwość wirnika sprężarki:

Zredukowane natężenie przepływu powietrza jest powiązane ze względną gęstością prądu q(λ in) za pomocą wyrażenia

(8)

gdzie jest polem części przepływowej sekcji wlotowej sprężarki, oznacza wielkość przepływu powietrza w standardowych warunkach atmosferycznych na ziemi = 288 K, = 101325 N/m 2. Według rozmiaru. natężenie przepływu powietrza przy znanych wartościach ciśnienia całkowitego i temperatury hamowania T* oblicza się ze wzoru

(9)

Sekwencja punktów pracy, wyznaczona warunkami wspólnej pracy elementów silnika w różnych ustalonych trybach pracy, tworzy linię trybów pracy. Ważną cechą eksploatacyjną silnika jest margines stabilności sprężarki w punktach na linii trybów pracy, który jest określony przez wyrażenie

(10)

Indeks „g” odpowiada parametrom granicy stabilnej pracy sprężarki przy tej samej wartości n pr jak w punkcie linii trybów pracy.

Komora spalania będzie charakteryzowana współczynnikiem kompletności spalania paliwa oraz współczynnikiem ciśnienia całkowitego.

Całkowite ciśnienie gazu w komorze spalania spada na skutek obecności strat hydraulicznych, charakteryzujących się współczynnikiem ciśnienia całkowitego g, oraz strat spowodowanych dopływem ciepła. Te ostatnie charakteryzują się współczynnikiem . Całkowita całkowita strata ciśnienia jest określona przez produkt

Zarówno straty hydrauliczne, jak i straty spowodowane dopływem ciepła rosną wraz ze wzrostem prędkości przepływu na wejściu do komory spalania. Strata całkowitego ciśnienia przepływu spowodowana dopływem ciepła wzrasta również wraz ze wzrostem stopnia nagrzania gazu, określonym stosunkiem wartości temperatury przepływu na wyjściu z komory spalania i na wejściu do niej

Zwiększeniu stopnia nagrzania i prędkości przepływu na wejściu do komory spalania towarzyszy wzrost prędkości gazu na końcu komory spalania, a jeśli prędkość gazu zbliża się do prędkości dźwięku, następuje „blokowanie” gazu dynamicznego kanału. Przy gazowo-dynamicznym „blokowaniu” kanału dalszy wzrost temperatury gazu bez zmniejszania prędkości na wejściu do komory spalania staje się niemożliwy.

Charakterystykę turbiny wyznaczają zależności względnej gęstości prądu w krytycznym odcinku aparatu dyszowego pierwszego stopnia q(λ c a) oraz sprawności turbiny od stopnia redukcji całkowitego ciśnienia gazu w turbina, zmniejszona prędkość obrotowa wirnika turbiny i krytyczne pole przekroju poprzecznego aparatu dyszowego pierwszego stopnia:

Dysza strumieniowa charakteryzuje się zakresem zmian w obszarach sekcji krytycznej i wylotowej oraz współczynnikiem prędkości.

Na parametry wyjściowe silnika istotny wpływ ma także charakterystyka dolotu powietrza, będącego elementem zespołu napędowego samolotu. Charakterystykę wlotu powietrza reprezentuje współczynnik ciśnienia całkowitego

gdzie jest całkowite ciśnienie niezakłóconego przepływu powietrza; - całkowite ciśnienie przepływu powietrza na wlocie sprężarki.

Każdy typ silnika ma zatem określone wymiary charakterystycznych przekrojów i charakterystykę jego elementów. Ponadto silnik ma pewną liczbę czynników kontrolnych i ograniczeń wartości parametrów jego procesu operacyjnego. Jeżeli liczba czynników kontrolnych jest większa niż jeden, wówczas określone warunki lotu i tryby pracy mogą w zasadzie odpowiadać ograniczonemu zakresowi wartości parametrów procesu operacyjnego. Z całego tego zakresu możliwych wartości parametrów procesu pracy właściwa będzie tylko jedna kombinacja parametrów: w trybie maksymalnym - kombinacja zapewniająca maksymalny ciąg, oraz w trybie przepustnicy - która zapewnia minimalne zużycie paliwa przy ciągu wartość określająca ten tryb. Należy pamiętać, że liczba niezależnie kontrolowanych parametrów procesu roboczego - parametrów na podstawie wskaźników ilościowych, za pomocą których kontrolowany jest proces pracy silnika (lub w skrócie - sterowanie silnikiem) jest równa liczbie silników czynniki kontrolne. A pewnym wartościom tych parametrów odpowiadają pewne wartości pozostałych parametrów.

Zależność kontrolowanych parametrów od warunków lotu i trybu pracy silnika określa program sterowania silnikiem, a zapewnia ją automatyczny układ sterowania (ACS).

Warunki lotu mające wpływ na pracę silnika najpełniej charakteryzuje parametr będący jednocześnie parametrem procesu pracy silnika. Dlatego przez program sterowania silnikiem rozumie się zależność kontrolowanych parametrów procesu pracy lub stanu kontrolowanych elementów silnika od temperatury zastoju powietrza na wlocie silnika i jednego z parametrów decydujących o trybie pracy - temperatura gazu przed turbiną, prędkość obrotowa wirnika jednego ze stopni lub ciąg silnika P.

2 Sterowanie silnikiem

Silnik o stałej geometrii ma tylko jeden czynnik sterujący – ilość dostarczonego ciepła.

Ryż. 6. Linia trybów pracy na charakterystyce sprężarki

Parametry te albo mogą służyć jako parametr kontrolowany, bezpośrednio zależny od ilości ciepła doprowadzonego. Ponieważ jednak parametr jest niezależny, jako parametr kontrolowany mogą występować parametry powiązane z i parametry i zmniejszoną prędkość obrotową

(12)

Co więcej, w różnych zakresach wartości, jako parametr kontrolowany można stosować różne parametry.

Różnica w możliwych programach sterowania silnikiem przy stałej geometrii wynika z różnicy w dopuszczalnych wartościach parametrów i przy trybach maksymalnych.

Jeśli przy zmianie temperatury powietrza na wlocie silnika będziemy wymagać, aby temperatura gazu przed turbiną w warunkach maksymalnych nie uległa zmianie, to będziemy mieli program kontrolny. Temperatura względna zmieni się zgodnie z wyrażeniem.

Na ryc. Rysunek 6 pokazuje, że każda wartość wzdłuż linii trybów pracy odpowiada pewnym wartościom parametrów i . (Rysunek 6) pokazuje również, że kiedy< 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.

Aby zapewnić działanie w = 1, konieczne jest, aby temperatura względna wynosiła = 1, co zgodnie z wyrażeniem

jest równoważne warunkowi . Dlatego w miarę zmniejszania się poniżej wartość powinna się zmniejszać. Bazując na wyrażeniu (12), prędkość obrotowa również będzie się zmniejszać. Parametry będą odpowiadać obliczonym wartościom.

W obszarze pod warunkiem = const wartość parametru może zmieniać się w różny sposób podczas zwiększania - może rosnąć, zmniejszać się lub pozostać niezmieniona, co zależy od obliczonego stopnia

zwiększenie całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce i charakteru sterowania sprężarką. Gdy program = const prowadzi do wzrostu jako .

Szynki tych parametrów służą jako sygnał sterujący w systemie automatycznego sterowania silnikiem podczas dostarczania programów. Przy podaniu programu = const sygnałem sterującym może być wartość lub mniejsza wartość, która przy = const i = const zgodnie z wyrażeniem

jednoznacznie określa wartość. Użycie tej wartości jako sygnału sterującego może wynikać z ograniczenia temperatury roboczej wrażliwych elementów termopary.

Aby mieć pewność, że program sterujący = const, można również zastosować sterowanie programem poprzez parametr, którego wartość będzie funkcją (rys. 7).

Rozważane programy sterujące są na ogół łączone. Gdy silnik pracuje w podobnych trybach, w których określane są wszystkie parametry wartości względne, pozostają niezmienione. Są to wartości prędkości przepływu zredukowanego we wszystkich sekcjach sekcji przepływowej silnika turbinowego, temperatura zredukowana oraz stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce. Wartość, której odpowiadają obliczone wartości i która oddziela dwa warunki programu sterującego, w wielu przypadkach odpowiada standardowym warunkom atmosferycznym na ziemi = 288 K. Jednak w zależności od przeznaczenia silnika wartość może być mniej wiecej.

W przypadku silników samolotów poddźwiękowych pracujących na dużych wysokościach może być wskazane przypisanie< 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
temperatura wyniesie = 1,18, a silnik będzie w trybie maksymalnym
Praca w< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(krzywa 1, rys. 7) niż silnik c (krzywa 0).

W przypadku silnika przeznaczonego do szybkich statków powietrznych latających na dużych wysokościach może być wskazane wyznaczenie (krzywa 2). Natężenie przepływu powietrza i stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce dla takiego silnika przy > 288 K są wyższe niż dla silnika o = 288 K. Jednak temperatura gazu przed

Ryż. 7. Zależność głównych parametrów procesu pracy silnika :a - o niezmiennej geometrii w zależności od temperatury powietrza na wlocie sprężarki, b - o niezmiennej geometrii w zależności od projektowej temperatury powietrza

turbina osiąga w tym przypadku swoją maksymalną wartość przy wyższych wartościach i odpowiednio przy wyższych liczbach Macha lotu. Zatem dla silnika o = 288 K maksymalna dopuszczalna temperatura gazu przed turbiną przy ziemi może wynosić M ≥ 0, a na wysokościach H ≥ 11 km - przy M ≥ 1,286. Jeżeli silnik pracuje w podobnych trybach, np. do = 328 K, to maksymalna temperatura gazu przed turbiną przy ziemi będzie wynosić M ≥ 0,8, a na wysokościach H ≥ 11 km - przy M ≥ 1,6; w trybie startu temperatura gazu będzie wynosić = 288/328

Aby móc pracować w temperaturze do = 328 K, prędkość obrotową należy zwiększyć o = 1,07 razy w porównaniu do startu.

Wybór > 288 K może wynikać także z konieczności utrzymania wymaganego ciągu startowego przy podwyższonych temperaturach powietrza.

Zatem zwiększenie przepływu powietrza w > poprzez zwiększenie zapewnia się poprzez zwiększenie prędkości obrotowej wirnika silnika i zmniejszenie ciągu właściwego przy starcie ze względu na zmniejszenie .

Jak widać wartość ta ma istotny wpływ na parametry procesu pracy silnika i jego parametry wyjściowe, dlatego też jest wraz z nim parametrem konstrukcyjnym silnika.

3. UKŁADY KONTROLI PALIWA

1 Główny regulator przepływu paliwa i regulatory elektroniczne

1.1 Główny regulator przepływu paliwa

Główny regulator przepływu paliwa to jednostka napędzana silnikiem, sterowana mechanicznie, hydraulicznie, elektrycznie lub pneumatycznie w różnych kombinacjach. Zadaniem układu zarządzania paliwem jest utrzymanie wymaganego stosunku powietrza do paliwa – masy powietrza w strefie spalania na poziomie około 15:1. Stosunek ten reprezentuje stosunek masy powietrza pierwotnego wchodzącego do komory spalania do masy paliwa. Czasami stosuje się stosunek paliwa do powietrza wynoszący 0,067: 1. Wszystkie paliwa wymagają określonej ilości powietrza do całkowitego spalenia, tj. bogata lub uboga mieszanka będzie się palić, ale nie do końca. Idealny stosunek powietrza do paliwa do silników odrzutowych wynosi 15:1 i nazywany jest mieszanką stechiometryczną (chemicznie poprawną). Bardzo często stosunek powietrza do paliwa wynosi 60:1. Kiedy to nastąpi, autor przedstawia stosunek powietrza do paliwa w oparciu o całkowite natężenie przepływu powietrza, a nie pierwotny przepływ powietrza wchodzącego do komory spalania. Jeśli przepływ pierwotny wynosi 25%. całkowity przepływ powietrza, wówczas stosunek 15:1 wynosi 25% stosunku 60:1. W lotniczych silnikach turbinowych następuje przejście z mieszanki bogatej na ubogą o stosunku 10:1 podczas przyspieszania i 22:1 podczas zwalniania. Jeżeli silnik zużywa 25% całkowitego zużycia powietrza w strefie spalania, wówczas proporcje będą wynosić: 48:1 podczas przyspieszania i 80:1 podczas zwalniania.

Kiedy pilot przesuwa dźwignię sterowania paliwem (przepustnicę) do przodu, zużycie paliwa wzrasta. Wzrost zużycia paliwa wiąże się ze wzrostem zużycia gazu w komorze spalania, co z kolei zwiększa poziom mocy silnika. W silnikach turbowentylatorowych i turbowentylatorowych powoduje to wzrost ciągu. W silnikach turbośmigłowych i turbowałowych będzie to oznaczać wzrost mocy wyjściowej wału napędowego. Prędkość obrotowa śmigła albo wzrośnie, albo pozostanie niezmieniona wraz ze wzrostem nachylenia śmigła (kąta jego łopatek). Na ryc. 8. Przedstawiono schemat proporcji elementów układów paliwowo-powietrznych typowego lotniczego silnika turbinowego. Wykres przedstawia stosunek powietrza do paliwa i prędkość wirnika wysokociśnieniowego postrzegane przez urządzenie kontrolujące przepływ paliwa za pomocą odważników odśrodkowych, czyli regulator prędkości wirnika wysokociśnieniowego.

Ryż. 8. Schemat działania paliwo - powietrze

Na biegu jałowym 20 części powietrza w mieszance znajduje się na linii stanu statycznego (stabilnego), a 15 części znajduje się w przedziale od 90 do 100% prędkości obrotowej wirnika wysokiego ciśnienia.

W miarę zużywania się silnika, stosunek powietrza do paliwa 15:1 będzie się zmieniał wraz ze spadkiem (pogorszeniem) wydajności procesu sprężania powietrza. Jednak dla silnika ważne jest, aby wymagany stopień wzrostu ciśnienia pozostał i aby nie wystąpiły zakłócenia przepływu. Kiedy stopień wzrostu ciśnienia zaczyna się zmniejszać na skutek wyczerpania, zanieczyszczenia lub uszkodzenia silnika, w celu przywrócenia wymaganej wartości normalnej zwiększa się tryb pracy, zużycie paliwa i prędkość obrotową wału sprężarki. Dzięki temu w komorze spalania uzyskuje się bogatszą mieszankę. Personel konserwacyjny może później przeprowadzić wymagane czyszczenie, naprawy lub wymianę sprężarki lub turbiny, jeśli temperatura zbliża się do wartości granicznej (wszystkie silniki mają własne ograniczenia temperatur).

W silnikach ze sprężarką jednostopniową główny regulator przepływu paliwa napędzany jest z wirnika sprężarki przez skrzynkę napędową. W silnikach dwu- i trzystopniowych napęd głównego regulatora przepływu paliwa jest zorganizowany ze sprężarki wysokociśnieniowej.

1.2 Regulatory elektroniczne

Aby automatycznie kontrolować stosunek powietrza do paliwa, do systemu zarządzania silnikiem wysyłanych jest wiele sygnałów. Liczba tych sygnałów zależy od rodzaju silnika i obecności w jego konstrukcji systemy elektroniczne kierownictwo. Silniki najnowszych generacji posiadają regulatory elektroniczne, które odbierają znacznie większą liczbę parametrów silnika i samolotu niż urządzenia hydromechaniczne silników poprzednich generacji.

Poniżej znajduje się lista najczęstszych sygnałów wysyłanych do hydromechanicznego układu sterowania silnikiem:

Prędkość obrotowa wirnika silnika (N c) - przekazywana do układu sterującego silnika bezpośrednio ze skrzyni napędowej poprzez odśrodkowy regulator paliwa; służy do dozowania paliwa zarówno w ustalonych warunkach pracy silnika, jak i podczas przyspieszania/hamowania (czas przyspieszania większości lotniczych silników turbinowych z biegu jałowego do maksymalnego wynosi 5...10 s);

Ciśnienie wlotowe silnika (p t 2) - sygnał całkowitego ciśnienia przekazywany do miechów sterujących paliwem z czujnika zamontowanego na wlocie silnika. Ten parametr służy do przekazywania informacji o prędkości i wysokości statku powietrznego w miarę zmiany warunków. środowisko na wlocie silnika;

Ciśnienie na wylocie sprężarki (p s 4) to ciśnienie statyczne przenoszone na mieszki układu hydromechanicznego; służy do uwzględnienia masowego przepływu powietrza na wylocie sprężarki;

Ciśnienie w komorze spalania (p b) jest sygnałem ciśnienia statycznego dla układu kontroli zużycia paliwa; wykorzystuje się wprost proporcjonalną zależność pomiędzy ciśnieniem w komorze spalania a masowym przepływem powietrza w danym punkcie silnika. Jeżeli ciśnienie w komorze spalania wzrośnie o 10%, przepływ masowy powietrza wzrośnie o 10%, a miech komory spalania zaprogramuje 10% wzrost przepływu paliwa, aby utrzymać prawidłowy stosunek "âîçäóõ - òîïëèâî ". Áûñòðîå ðåàãèðîâàíèå íà ýòîò ñèãíàë ïîçâîëÿåò èçáåæàòü ñðûâîâ ïîòîêà, ïëàìåíè è çàáðîñà òåìïåðàòóðû;

Temperatura wlotowa (t t 2) - sygnał całkowitej temperatury na wlocie silnika dla układu kontroli zużycia paliwa. Czujnik temperatury jest podłączony do układu zarządzania paliwem za pomocą rurek, które rozszerzają się i kurczą w zależności od temperatury powietrza wchodzącego do silnika. Sygnał ten dostarcza systemowi sterującemu pracą silnika informację o wartości gęstości powietrza, na podstawie której można ustawić program dawkowania paliwa.

2 Uproszczony schemat kontroli zużycia paliwa (urządzenie hydromechaniczne)

Na ryc. Na rys. 9 przedstawiono uproszczony schemat układu sterowania lotniczego silnika turbinowego. Dozuje paliwo według następującej zasady:

Część pomiarowa :przesunięcie dźwigni odcinającej dopływ paliwa (10) przed cyklem rozruchu powoduje otwarcie zaworu odcinającego i umożliwienie przedostania się paliwa do silnika (rys. 9.). Dźwignia odcinająca jest wymagana, ponieważ ogranicznik przepływu minimalnego (11) zapobiega całkowitemu zamknięciu głównego zaworu sterującego. To rozwiązanie konstrukcyjne jest konieczne w przypadku pęknięcia sprężyny nastawczej regulatora lub nieprawidłowej regulacji ogranicznika biegu jałowego. Pełne tylne położenie przepustnicy odpowiada położeniu MG obok stopera MG. Dzięki temu przepustnica nie będzie działać jak dźwignia odcinająca. Jak pokazano na rysunku, dźwignia odcinająca zapewnia również prawidłowy wzrost ciśnienia roboczego w układzie zarządzania paliwem podczas cyklu rozruchu. Jest to konieczne, aby grubo dozowane paliwo nie przedostało się do silnika przed przewidywanym czasem.

Paliwo z układu ciśnieniowego głównej pompy paliwowej (8) kierowane jest do przepustnicy (igły dozującej) (4). Gdy paliwo przepływa przez otwór utworzony przez grzybek zaworu, ciśnienie zaczyna spadać. Paliwo na drodze od przepustnicy do wtryskiwaczy uważa się za dozowane. W tym przypadku paliwo dozowane jest wagowo, a nie objętościowo. Wartość opałowa (masowa wartość opałowa) jednostkowej masy paliwa jest wartością stałą, pomimo temperatury paliwa, natomiast wartość opałowa na jednostkę objętości nie. Paliwo dostaje się teraz do komory spalania we właściwej dawce.

Zasada dozowania paliwa wagowo jest uzasadniona matematycznie w sposób następujący:

Ryż. 9. Schemat hydromechanicznego regulatora paliwa

. (13)

gdzie: - masa zużytego paliwa, kg/s;

Współczynnik zużycia paliwa;

Obszar przepływu głównego zaworu rozdzielczego;

Spadek ciśnienia na kryzie.

Pod warunkiem, że do pracy potrzebny jest tylko jeden silnik i wystarczy jeden przelot zaworu sterującego, nie nastąpi zmiana we wzorze, ponieważ spadek ciśnienia pozostaje stały. Ale silniki lotnicze muszą zmieniać tryby pracy.

Przy stale zmieniającym się zużyciu paliwa spadek ciśnienia na iglicy dozującej pozostaje niezmienny, pomimo wielkości obszaru przepływu. Kierując odmierzone paliwo na sprężynę membranową hydraulicznie sterowanej przepustnicy, spadek ciśnienia zawsze powraca do wartości napięcia sprężyny. Ponieważ napięcie sprężyny jest stałe, spadek ciśnienia w przekroju przepływu również będzie stały.

Aby lepiej zrozumieć tę koncepcję, załóżmy, że pompa paliwa zawsze dostarcza nadmiar paliwa do układu, a zawór redukcyjny w sposób ciągły zwraca nadmiar paliwa do wlotu pompy.

PRZYKŁAD: Ciśnienie niezmierzonego paliwa wynosi 350 kg/cm 2 ; mierzone ciśnienie paliwa wynosi 295 kg/cm2; wartość napięcia sprężyny wynosi 56 kg/cm2. W tym przypadku ciśnienie po obu stronach membrany zaworu redukcyjnego wynosi 350 kg/cm2. Zawór dławiący znajdzie się w stanie równowagi i ominie nadmiar paliwa na wlocie pompy.

Jeśli pilot przesunie przepustnicę do przodu, zwiększy się otwarcie przepustnicy i zwiększy się przepływ odmierzonego paliwa. Wyobraźmy sobie, że ciśnienie dozowanego paliwa wzrosło do 300 kg/cm2. Spowodowało to ogólny wzrost ciśnienia do 360 kg/cm2; po obu stronach membrany zaworu, powodując zamknięcie zaworu. Zmniejszona ilość omijanego paliwa będzie się na razie wiązać ze wzrostem ciśnienia paliwa niezmierzonego dla nowego przekroju poprzecznego wynoszącego 56 kg/cm 2 ; nie zostanie ponownie zainstalowany. Stanie się tak, ponieważ zwiększona prędkość obrotowa zwiększy przepływ paliwa przez pompę. Jak wspomniano wcześniej, spadek ciśnienia ΔP będzie zawsze odpowiadał dokręceniu sprężyny zaworu redukcyjnego, gdy system osiągnie równowagę.

Część obliczeniowa. Podczas pracy silnika ruch przepustnicy (1) powoduje, że osłona sprężyny przesuwnej przesuwa się w dół wzdłuż drążka serwozaworu i ściska sprężynę strojenia. W tym przypadku podstawa sprężyny wymusza zbieżność ciężarków odśrodkowych, tak jakby prędkość wirnika turbosprężarki była niska. Zadaniem serwozaworu jest zapobieganie nagłemu ruchowi igły dozującej podczas przemieszczania się znajdującej się w niej cieczy z dołu do góry. Załóżmy, że mechanizm dźwigni powielającej (3) pozostaje w tym czasie nieruchomy, wówczas suwak będzie przesuwał się w dół pochyłej płaszczyzny i w lewo. Przesuwając się w lewo, suwak naciska na zawór sterujący wbrew sile dokręcania jego sprężyny, zwiększając zużycie paliwa przez silnik. Wraz ze wzrostem zużycia paliwa zwiększają się obroty wirnika silnika, zwiększając prędkość napędu regulatora (5). Nowa siła wynikająca z obrotu odważników odśrodkowych zrówna się z siłą sprężyny regulacyjnej, gdy odważniki przyjmą położenie pionowe. Ciężary znajdują się teraz w pozycji gotowej do zmiany prędkości.

Odważniki odśrodkowe zawsze powracają do pozycji pionowej, aby być gotowe na następujące zmiany obciążenia:

a) Warunki przekroczenia prędkości:

obciążenie silnika maleje, a silnik przyspiesza;

obciążenia odśrodkowe rozchodzą się, odcinając dopływ określonej ilości paliwa;

b) Warunki dotyczące zbyt małej prędkości:

obciążenie silnika wzrasta, a prędkość zaczyna spadać;

obciążenia odśrodkowe zbiegają się, zwiększając zużycie paliwa;

silnik powraca do prędkości znamionowej. Kiedy ciężarki odśrodkowe przyjmują pozycję pionową, siła ich działania na sprężynę równoważy się wielkością naprężenia sprężyny.

c) Przesunięcie przepustnicy (do przodu):

sprężyna strojenia jest ściśnięta, a obciążniki odśrodkowe zbiegają się w warunkach fałszywej prędkości;

zużycie paliwa wzrasta, a wagi zaczynają się od siebie różnić, zajmując pozycję równowagi nowa siła dokręcenie sprężyny.

Uwaga: Ciężarki odśrodkowe nie powrócą do pierwotnego położenia, dopóki przepustnica nie zostanie wyregulowana, ponieważ sprężyna regulacyjna ma teraz większą siłę dokręcania. Nazywa się to statycznym błędem regulatora i jest określany przez niewielką utratę prędkości spowodowaną mechanizmami układu sterowania.

W wielu silnikach ciśnienie statyczne w komorze spalania jest użytecznym wskaźnikiem masowego przepływu powietrza. Jeśli znane jest natężenie przepływu powietrza, można dokładniej kontrolować stosunek powietrza do paliwa. Wraz ze wzrostem ciśnienia w komorze spalania (p b) mieszek, który je przyjmuje, rozszerza się w prawo. Nadmierny ruch ogranicza ogranicznik ciśnienia w komorze spalania (6). Zakładając, że łącznik serwozaworu pozostaje nieruchomy, łącznik wzmacniacza przesunie suwak w lewo, otwierając zawór sterujący w celu uzyskania większego przepływu paliwa zgodnie ze zwiększonym przepływem masowym powietrza. Może to nastąpić podczas nurkowania, co spowoduje wzrost prędkości, ciśnienia prędkości i przepływu mas powietrza.

Wzrost ciśnienia wlotowego spowoduje rozciągnięcie się mieszka (7), który przyjmuje to ciśnienie, przesunięcie mechanizmu dźwigni powielającej w lewo i większe otwarcie zaworu sterującego.

Po zatrzymaniu silnika sprężyna strojenia rozpręża się w dwóch kierunkach, powodując podniesienie pokrywy przesuwnej w kierunku ogranicznika biegu jałowego i odsuwając główny zawór sterujący od ogranicznika minimalnego przepływu paliwa. Kiedy silnik zostanie ponownie uruchomiony i osiągnie prędkość obrotową biegu jałowego, obciążniki odśrodkowe regulatora podtrzymują przesuwaną pokrywę ogranicznika biegu jałowego, a także przesuwają zawór sterujący w kierunku ogranicznika minimalnego przepływu.

3.3 Hydropneumatyczne układy zarządzania paliwem, układ wtrysku paliwa PT6 (układ paliwowy Bendix)

Podstawowy układ paliwowy składa się z pompy napędzanej silnikiem, hydromechanicznego regulatora paliwa, jednostki sterującej startem oraz podwójnego kolektora paliwowego z 14 jednoportowymi (jednoportowymi) wtryskiwaczami paliwa. Dwa zawory spustowe umieszczone w obudowie generatora gazu zapewniają spuszczenie resztek paliwa po wyłączeniu silnika (rys. 10).

3.1 Pompa paliwa

Pompa paliwa 1 jest wyporową pompą zębatą napędzaną przez skrzynkę napędową. Paliwo z pompy wspomagającej dostaje się do pompy paliwa przez filtr wlotowy o wymiarach 2 na 74 mikrony (200 otworów), a następnie do komory roboczej. Stamtąd paliwo pod wysokim ciśnieniem jest przesyłane do hydromechanicznego regulatora paliwa przez filtr wyjściowy pompy o wymiarach 3 na 10 mikronów. Jeśli filtr się zatka, zwiększona różnica ciśnień pokona siłę sprężyny, podnosząc zawór nadmiarowy z gniazda i umożliwiając przepływ niefiltrowanego paliwa. Zawór nadmiarowy 4 i środkowy kanał pompy umożliwiają przepływ niefiltrowanego paliwa pod wysokim ciśnieniem z przekładni pompy do regulatora paliwa, gdy filtr wylotowy jest zablokowany. Wewnętrzny kanał 5, pochodzący z jednostki sterującej paliwem, kieruje paliwo obejściowe z jednostki sterującej paliwem do wlotu pompy, omijając filtr wlotowy.

3.2 System zarządzania paliwem

Układ zarządzania paliwem składa się z trzech odrębnych części spełniających niezależne funkcje: hydromechanicznego regulatora dopływu paliwa (6), który ustala program podawania paliwa do silnika w stanie ustalonym i podczas przyspieszania; Jednostka kontroli przepływu rozruchowego, która pełni funkcję dystrybutora przepływu kierującego dozowane paliwo z wyjścia regulatora hydromechanicznego do głównego kolektora paliwowego lub, w zależności od potrzeb, do kolektora pierwotnego i wtórnego. Sterowanie śmigłem ciągiem do przodu i do tyłu odbywa się za pomocą zespołu regulacyjnego, który składa się z części normalnego regulatora śmigła (na rys. 10) i ogranicznika maksymalnej prędkości turbiny wysokociśnieniowej. Ogranicznik maksymalnej prędkości obrotowej turbiny wysokociśnieniowej chroni turbinę przed nadmiernymi obrotami podczas normalnej pracy. Podczas odwracania ciągu regulator śmigła nie działa, a sterowaniem prędkością turbiny steruje regulator turbiny wysokiego ciśnienia.

3.3 Hydromechaniczny regulator paliwa

Hydromechaniczny regulator zasilania paliwem zamontowany jest na pompie napędzanej silnikiem i obraca się z prędkością proporcjonalną do prędkości obrotowej wirnika niskociśnieniowego. Hydromechaniczny regulator paliwa ustala program zasilania silnika paliwem w celu wytworzenia wymaganej mocy i sterowania prędkością obrotową wirnika niskiego ciśnienia. Moc silnika zależy bezpośrednio od prędkości obrotowej wirnika niskociśnieniowego. Hydromechaniczny regulator kontroluje tę częstotliwość, a tym samym moc silnika. Sterowanie prędkością obrotową wirnika niskociśnieniowego odbywa się poprzez regulację ilości paliwa podawanego do komory spalania.

Część pomiarowa. Paliwo dostaje się do regulatora hydromechanicznego pod ciśnieniem p 1 wytwarzanym przez pompę. Zużycie paliwa ustawia się za pomocą głównej przepustnicy (9) i iglicy dozującej (10). Nieodmierzone paliwo pod ciśnieniem p 1 z pompy podawane jest na wlot zaworu rozdzielczego. Ciśnienie paliwa bezpośrednio za zaworem rozdzielczym nazywane jest ciśnieniem paliwa dozowanym (p2). Zawór dławiący utrzymuje stałą różnicę ciśnień (p 1 - p 2) na zaworze rozdzielczym. Obszar przepływu igły dozującej zostanie zmieniony w celu spełnienia specjalnych wymagań silnika. Nadmiar paliwa w stosunku do tych wymagań z wyjścia pompy paliwowej zostanie spuszczony przez otwory wewnątrz hydromechanicznego regulatora i pompy do wlotu filtra wlotowego (5). Igła dozująca składa się ze szpuli pracującej w wydrążonej tulei. Zawór uruchamiany jest za pomocą membrany i sprężyny. Podczas pracy siła sprężyny jest równoważona przez różnicę ciśnień (p 1 - p 2) na membranie. Zawór obejściowy będzie zawsze w położeniu zapewniającym utrzymanie różnicy ciśnień (p 1 - p 2) i ominięcie nadmiaru paliwa.

Zawór bezpieczeństwa montowany jest równolegle do zaworu obejściowego, aby zapobiec wzrostowi nadciśnienia p 1 w regulatorze hydromechanicznym. Zawór zamyka się za pomocą sprężyny i pozostaje zamknięty, dopóki ciśnienie paliwa na wlocie p 1 nie przekroczy napięcia sprężyny i otworzy zawór. Zawór zamknie się, gdy tylko ciśnienie wlotowe spadnie.

Przepustnica 9 składa się z profilowanej iglicy pracującej w tulei. Przepustnica reguluje zużycie paliwa poprzez zmianę powierzchni przepływu. Przepływ paliwa jest jedynie funkcją położenia igły dozującej, ponieważ przepustnica utrzymuje stałą różnicę ciśnień w obszarze przepływu niezależnie od różnicy ciśnień paliwa na wlocie i wylocie.

Zmień wynagrodzenie środek ciężkości Ze względu na zmiany temperatury paliwa pod sprężynową przepustnicą wykonywana jest płyta bimetaliczna.

Część obliczeniowa pneumatyczna. Przepustnica jest połączona z zaprogramowaną krzywką prędkości, która zmniejsza ciąg wewnętrzny wraz ze wzrostem mocy. Dźwignia regulatora obraca się wokół osi, a jeden z jej końców znajduje się naprzeciwko otworu, tworząc zawór regulacyjny 13. Dźwignia wzbogacania 14 obraca się wokół tej samej osi co dźwignia regulatora i posiada dwa przedłużenia, które zakrywają część dźwigni regulatora w taki sposób w taki sposób, że po pewnym ruchu szczelina między nimi zamyka się i obie dźwignie poruszają się razem. Dźwignia wzbogacania uruchamia rowkowany sworzeń, który działa na zawór wzbogacania. Kolejna mniejsza sprężyna łączy dźwignię wzbogacania z dźwignią regulatora.

Kamera prędkości programu kieruje siłę sprężyny strojenia 15 przez dźwignię pośrednią, która z kolei przenosi siłę zamykającą zawór regulatora. Sprężyna wzbogacająca 16, która znajduje się pomiędzy dźwignią wzbogacania a dźwignią regulatora, wytwarza siłę otwierającą zawór wzbogacania.

Podczas obrotu wału napędowego obraca się zespół, na którym zamontowane są odważniki odśrodkowe regulatora. Małe dźwignie po wewnętrznej stronie ciężarków stykają się ze szpulą regulatora. Wraz ze wzrostem prędkości obrotowej rotora niskociśnieniowego siła odśrodkowa zmusza obciążniki do zwiększenia obciążenia szpuli. Powoduje to przesunięcie szpuli na zewnątrz wzdłuż wału, działając na dźwignię wzbogacania. Siła odważników odśrodkowych pokonuje napięcie sprężyny, zawór regulacyjny otwiera się, a zawór wzbogacający zamyka się.

Zawór wzbogacania zaczyna się zamykać przy każdym wzroście prędkości obrotowej wirnika niskociśnieniowego, wystarczającym, aby obciążniki odśrodkowe pokonały siłę dokręcającą mniejszej sprężyny. Jeśli prędkość wirnika niskiego ciśnienia będzie nadal rosła, dźwignia wzbogacania będzie się poruszać, aż zetknie się z dźwignią regulatora, w którym to momencie zawór wzbogacania zostanie całkowicie zamknięty. Zawór regulacyjny otworzy się, jeśli prędkość wirnika niskiego ciśnienia wzrośnie na tyle, że grawitacja pokona siłę większej sprężyny. W takim przypadku zawór regulacyjny będzie otwarty, a zawór wzbogacania będzie zamknięty. Zawór wzbogacania zamyka się wraz ze wzrostem prędkości obrotowej, aby utrzymać stałe ciśnienie robocze powietrza.

Miechy. Zespół mieszka, rys. 2 11 składa się z mieszka podciśnieniowego (18) i mieszka regulatorowego (19), połączonych wspólnym prętem. Mieszek podciśnieniowy zapewnia pomiar ciśnienia całkowitego. Mieszek regulatora jest zamknięty w korpusie zespołu mieszków i pełni tę samą funkcję co membrana. Ruch mieszka jest przenoszony na zawór rozdzielczy 9 ​​za pomocą wału poprzecznego i odpowiednich dźwigni 20.

Rurę mocuje się w odlewanej obudowie na przeciwległym końcu za pomocą tulei regulacyjnej. Dlatego każdy ruch obrotowy półosi powoduje wzrost lub spadek siły w drążku skrętnym (części w kształcie rury o dużym oporze skrętnym). Drążek skrętny tworzy uszczelnienie pomiędzy sekcjami powietrznymi i paliwowymi układu. Wzdłuż zespołu mieszków znajduje się drążek skrętny, który przenosi siłę zamykającą zawór sterujący. Mieszek przeciwdziała tej sile i otwiera zawór regulacyjny. Ciśnienie p y jest dostarczane z zewnątrz do mieszka regulatora. Ciśnienie px jest dostarczane wewnętrznie do mieszka regulatora i zewnętrznie do mieszkach podciśnieniowych.

Dla jasności cel funkcjonalny miech regulatora, jak pokazano na rys. 11 jest jak przysłona. Ciśnienie p y jest dostarczane z jednej strony membrany, a p x z przeciwnej. Ciśnienie px jest również przykładane do mieszka podciśnieniowego przymocowanego do membrany. Obciążenie ciśnieniowe p x działające przeciwnie do miecha podciśnieniowego jest odciążane poprzez przyłożenie równego ciśnienia do tego samego obszaru membrany, ale w przeciwnym kierunku.

Wszelkie obciążenia ciśnieniowe działające na część mieszka można zredukować do sił działających wyłącznie na membranę. Siły te to:

ciśnienie P y działające na całą powierzchnię górnej części;

ciśnienie wewnętrzne miechów podciśnieniowych działające na odcinek dolnej powierzchni (wewnątrz obszaru tłumienia ciśnienia);

ciśnienie p x działające na pozostałą część powierzchni.

Jakakolwiek zmiana ciśnienia p y spowoduje większy wpływ na membranę niż ta sama zmiana ciśnienia p x ze względu na różnicę w obszarach oddziaływania.

Ciśnienia p x i p y zmieniają się wraz ze zmianami warunków pracy silnika. Gdy oba ciśnienia wzrosną jednocześnie, np. podczas przyspieszania, ruch mieszka w dół spowoduje przesunięcie zaworu sterującego w lewo, w kierunku otwierania. Gdy p y odciąża zawór regulacyjny po osiągnięciu żądanej częstotliwości

obrót wirnika niskiego ciśnienia (w celu regulacji po przyspieszeniu), mieszek przesunie się do góry, aby zmniejszyć obszar przepływu zaworu sterującego.

Kiedy oba ciśnienia spadają jednocześnie, mieszek przesuwa się do góry, zmniejszając obszar przepływu zaworu sterującego, ponieważ mieszek podciśnieniowy działa wówczas jak sprężyna. Dzieje się tak podczas zwalniania, gdy ciśnienie p y odciąża zawór regulatora, a ciśnienie p x odciąża zawór wzbogacania, zmuszając zawór sterujący do przesunięcia się w kierunku ogranicznika minimalnego przepływu.

Ryż. 10. Hydropneumatyczny układ kontroli paliwa TVD RT6

Ryż. 11. Membrana funkcjonalna bloku mieszkowego

Reduktor turbiny wysokiego ciśnienia (N 2). Wysokociśnieniowy moduł sterujący prędkością wirnika nr 2 jest częścią sterowania prędkością śmigła. Otrzymuje ciśnienie p y wzdłuż wewnętrznego przewodu pneumatycznego 21 biegnącego od obudowy zespołu sterującego paliwem do regulatora. W przypadku nadmiernej prędkości obrotowej turbiny wysokociśnieniowej pod wpływem obciążeń odśrodkowych, otwór obejściowy powietrza (22) w bloku regulatora (nr 2) otworzy się, aby spuścić ciśnienie p przez reduktor. Kiedy tak się dzieje, ciśnienie p y działa poprzez mieszek układu zarządzania paliwem na zawór sterujący, powodując jego zamykanie, ograniczając przepływ paliwa. Zmniejszenie zużycia paliwa powoduje zmniejszenie prędkości obrotowej wirników niskiego i wysokiego ciśnienia. Prędkość, przy której otwiera się króciec obejściowy, zależy od ustawienia dźwigni sterującej regulatora śmigła (22) i dźwigni powrotu wysokiego ciśnienia 24. Prędkość obrotową turbiny wysokiego ciśnienia i prędkość śmigła ograniczane są przez regulator nr 2.

Uruchom jednostkę sterującą. Zespół sterujący startem (7) (rys. 12) składa się z obudowy zawierającej wydrążony tłok (25) działający wewnątrz obudowy. Ruch obrotowy wahacza drążka sterującego 26 jest przekształcany na ruch liniowy tłoka za pomocą mechanizmu zębatkowego. Rowki regulacyjne zapewniają pozycje robocze 45° i 72°. Jedno z tych położeń, w zależności od instalacji, służy do konfiguracji układu dźwigni w kabinie.

Zawór minimalnego ciśnienia (27) umieszczony na wlocie modułu sterującego startem utrzymuje minimalne ciśnienie w urządzeniu, aby zapewnić obliczoną dawkę paliwa. Podwójne kolektory, które są wewnętrznie połączone poprzez zawór obejściowy (28), mają dwa przyłącza. Zawór ten zapewnia wstępne napełnienie głównego kolektora nr 1 w celu uruchomienia, a jeśli ciśnienie w bloku wzrośnie, zawór obejściowy otworzy się, umożliwiając przepływ paliwa do wtórnego kolektora nr 2.

Gdy dźwignia znajduje się w pozycji wyłączenia i rozładunku (0°) (rys. 13, a), dopływ paliwa do obu kolektorów jest zablokowany. W tym momencie otwory spustowe (przez otwór w tłoku) zbiegają się z otworem „rozładunkowym” i wypuszczają na zewnątrz pozostałe paliwo w kolektorach. Zapobiega to wrzeniu paliwa i koksowaniu układu po pochłonięciu ciepła. Paliwo wpływające do jednostki sterującej rozruchem, gdy silnik jest wyłączony, kierowane jest przez otwór obejściowy do wlotu pompy paliwowej.

Gdy dźwignia znajduje się w pozycji roboczej (ryc. 13, b), wylot kolektora nr 1 jest otwarty, a otwór obejściowy jest zablokowany. W miarę przyspieszania silnika przepływ paliwa i ciśnienie w kolektorze będą rosły, aż do momentu otwarcia zaworu obejściowego i kolektora 2 zacznie się napełniać. Gdy kolektor nr 2 jest pełny, całkowite zużycie paliwa wzrosło o ilość paliwa przesłanego do układu nr 2, a silnik nadal przyspiesza do biegu jałowego. Kiedy dźwignia zostanie przesunięta poza położenie robocze (45° lub 72°) do maksymalnego ogranicznika (90°), sterownik startu nie ma już wpływu na dawkę paliwa w silniku.

Działanie układu zarządzania paliwem dla typowej instalacji. Działanie układu zarządzania paliwem dzieli się na :

1. Uruchomienie silnika. Cykl rozruchu silnika inicjuje się poprzez ustawienie przepustnicy w położeniu biegu jałowego i dźwigni sterowania rozruchem w położeniu wyłączenia. Zapłon i rozrusznik są włączone, a po osiągnięciu wymaganej prędkości obrotowej wirnika LP dźwignia kontroli startu przesuwa się do pozycji roboczej. Skuteczny zapłon w normalnych warunkach następuje w ciągu około 10 sekund. Po pomyślnym zapłonie silnik przyspiesza do trybu jałowego.

Podczas sekwencji uruchamiania zawór sterujący układu kontroli paliwa znajduje się w położeniu niskiego przepływu. Podczas przyspieszania wzrasta ciśnienie na wylocie sprężarki (P 3). P x i P y rosną jednocześnie podczas przyspieszania (P x = P y). Wzrost ciśnienia odbierany jest przez mieszek 18, co powoduje większe otwarcie zaworu rozdzielczego. Gdy wirnik LP osiągnie niską prędkość obrotową gazu, siła odważników odśrodkowych zaczyna przekraczać siłę dokręcania sprężyny regulatora i otwiera zawór regulatora 13. Wytwarza się różnica ciśnień (P y - P x), która wymusza zawór rozdzielczy zamykać się do momentu osiągnięcia wymaganego dla pracy na niskim poziomie zużycia paliwa gazowego.

Wszelkie odchylenia prędkości obrotowej wirnika silnika od wybranej (częstotliwości biegu jałowego) zostaną odnotowane przez ciężarki odśrodkowe regulatora, w wyniku czego siła działająca na część obciążników ulegnie zwiększeniu lub zmniejszeniu. Zmiany siły spowodowane odważnikami odśrodkowymi spowodują ruch zaworu regulatora, co następnie spowoduje zmianę przepływu paliwa w celu przywrócenia dokładnej prędkości.

Ryż. 12. Uruchomić jednostkę sterującą

Podkręcanie Po przesunięciu przepustnicy 12 poza położenie jałowe zwiększa się siła dokręcania sprężyny regulatora. Siła ta pokonuje opór ciężarków odśrodkowych i przesuwa dźwignię, zamykając zawór regulacyjny i otwierając zawór wzbogacania. Ciśnienia P x i P y natychmiast rosną i powodują ruch zaworu rozdzielczego w kierunku otwarcia. Przyspieszenie jest wówczas funkcją rosnącą (P x = P y).

Wraz ze wzrostem zużycia paliwa, wirnik niskociśnieniowy będzie przyspieszał. Kiedy osiągnie prędkość projektową (około 70 do 75%), siła odważników odśrodkowych pokonuje opór sprężyny zaworu wzbogacania i zawór zaczyna się zamykać. Kiedy zawór wzbogacania zaczyna się zamykać, ciśnienia P x i P y rosną, powodując wzrost prędkości ruchu miechów regulatora i zaworu rozdzielczego, zapewniając wzrost prędkości zgodnie z programem zasilania paliwem podczas przyspieszania.

W miarę wzrostu prędkości obrotowych wirników LP i HP regulator śmigła zwiększa skok śmigła, aby kontrolować pracę wirnika HP z wybraną częstotliwością i przyjąć zwiększoną moc jako dodatkowy ciąg. Przyspieszanie jest zakończone, gdy siła odważników ponownie pokona dokręcenie sprężyny regulatora i otworzy zawór regulatora.

Modyfikacja. Po zakończeniu cyklu przyspieszania każde odchylenie prędkości obrotowej wirnika silnika od wybranej zostanie odnotowane przez obciążniki odśrodkowe i wyrazi się wzrostem lub spadkiem siły uderzenia od obciążeń. Ta zmiana wymusi otwarcie lub zamknięcie zaworu regulatora, a następnie spowoduje regulację przepływu paliwa niezbędną do przywrócenia prawidłowej prędkości. Podczas procesu regulacji zawór będzie utrzymywany w pozycji regulacyjnej lub „pływającej”.

Kompensacja wysokości. W tym systemie zarządzania paliwem kompensacja wysokości odbywa się automatycznie, ponieważ mieszek podciśnieniowy 18 zapewnia podstawową wartość ciśnienia bezwzględnego. Ciśnienie na wylocie sprężarki P 3 jest miarą prędkości obrotowej silnika i gęstości powietrza. P x jest proporcjonalne do ciśnienia na wylocie sprężarki; będzie się zmniejszać wraz ze zmniejszaniem się gęstości powietrza. Ciśnienie odbierane jest przez miechy podciśnieniowe, które zmniejszają zużycie paliwa.

Ograniczenie mocy turbiny. Zespół regulatora wirnika wysokiego ciśnienia, będący częścią regulatora śmigła, otrzymuje ciśnienie Py wzdłuż przewodu z zespołu sterującego paliwem. Jeśli turbina HP przekroczy prędkość obrotową, otwór obejściowy w bloku regulatora otwiera się, aby spuścić ciśnienie przez regulator śmigła. Spadek ciśnienia Py spowoduje przesunięcie zaworu rozdzielczego jednostki sterującej paliwem w kierunku zamknięcia, zmniejszając zużycie paliwa i prędkość obrotową generatora gazu.

Zatrzymanie silnika. Silnik zatrzymuje się, gdy dźwignia sterowania startem zostanie przesunięta do pozycji wyłączonej. Ta czynność przesuwa ręcznie obsługiwany tłok do pozycji odcięcia i rozładunku, całkowicie zatrzymując zużycie paliwa i odprowadzanie resztek paliwa z podwójnego kolektora.

4 Układ kontroli paliwa typu Bendix DP-L2 (urządzenie hydropneumatyczne)

Ten hydropneumatyczny regulator paliwa montowany jest w silniku turbowentylatorowym JT15D (ryc. 13).

Paliwo dostarczane jest do regulatora od pompy ciśnieniowej (P 1) do wlotu zaworu dozującego. Do ustawienia przepływu paliwa niezbędny jest zawór dozujący w połączeniu z zaworem obejściowym. Paliwo za zaworem sterującym ma ciśnienie P 2 . Zawór obejściowy utrzymuje stałą różnicę ciśnień (P 1 - P 2).

Elementy/funkcje:

paliwo wejściowe - pochodzi ze zbiornika paliwa;

filtr - ma grubą siatkę, samorozładowujący;

pompa zębata - dostarcza paliwo o ciśnieniu P 1;

Filtr - posiada oczka o małym skoku (filtr dokładny);

zawór bezpieczeństwa - zapobiega wzrostowi nadmiernego ciśnienia paliwa P 1 na wylocie pompy i pomaga regulować różnicę ciśnień podczas gwałtownego zwalniania;

regulator różnicy ciśnień - mechanizm hydrauliczny omijający nadmiar paliwa (P 0) i utrzymujący stałą różnicę ciśnień (P 1 - P 2) wokół zaworu rozdzielczego.

bimetaliczne dyski temperatury paliwa - automatycznie kompensują zmiany ciężaru właściwego poprzez zmianę temperatury paliwa; można ręcznie dostosować do ciężaru właściwego innego paliwa lub innych zastosowań paliwowych;

Zawór dozujący - dozuje paliwo o ciśnieniu P 2 do wtryskiwaczy paliwa; pozycjonowane za pomocą drążka skrętnego łączącego mieszek z iglicą dozującą;

Ogranicznik przepływu minimalnego - zapobiega całkowitemu zamknięciu zaworu sterującego podczas zwalniania;

Ogranicznik maksymalnego przepływu – ustawia maksymalną prędkość wirnika wg wartość graniczna silnik;

Blok podwójnego mieszka - regulator miechowy mierzy ciśnienia Px i Py, ustawia przekładnię mechaniczną, zmienia program podawania paliwa i prędkość obrotową silnika. Mieszek zwalniający rozszerza się aż do zatrzymania, gdy ciśnienie P y spada, powodując zmniejszenie prędkości obrotowej silnika;

czujnik temperatury - tarcze bimetaliczne mierzą temperaturę na wlocie do silnika T 2 w celu kontrolowania ciśnienia w miechach P x;

zawór wzbogacający - odbiera ciśnienie sprężarki Pc i steruje ciśnieniem bloku podwójnego mieszka P x i P y; zamyka się wraz ze wzrostem prędkości, aby utrzymać w przybliżeniu takie samo ciśnienie robocze;

regulator wirnika VD - obciążniki odśrodkowe są dociskane pod działaniem siły odśrodkowej wraz ze wzrostem prędkości wirnika; zmienia to ciśnienie P y;

Dźwignia oporowa - tworzy obciążenie w celu ustawienia regulatora.

Funkcja kontrolna :

Pompa paliwa dostarcza niezmierzone paliwo o ciśnieniu P 1 do regulatora zasilania.

Ciśnienie P spada wokół przelotu zaworu sterującego w sposób opisany wcześniej na uproszczonym schemacie hydromechanicznego regulatora paliwa (rys. 9). Ciśnienie P 1 zamienia się w P 2, które jest dostarczane do silnika i wpływa na działanie zaworu redukcyjnego, zwanego tutaj regulatorem różnicy ciśnień.

Paliwo przesłane z powrotem do wlotu pompy oznaczone jest jako P 0 . Dysza utrzymuje ciśnienie P 0 wyższe niż ciśnienie paliwa na wlocie pompy.

Ryż. 13. Hydropneumatyczny regulator paliwa Bendix DP-L zamontowany w silniku turbowentylatorowym Pratt & Whitney of Canada JT-15

Paliwo przesłane z powrotem do wlotu pompy oznaczone jest jako P 0 . Dysza utrzymuje ciśnienie P 0 wyższe niż ciśnienie paliwa na wlocie pompy.

Sekcja pneumatyczna zasilana jest ciśnieniem z wyjścia sprężarki P c. Po zmianie zamienia się ono w ciśnienia P x i P y, które pozycjonują główny zawór regulacyjny.

Kiedy przepustnica jest przesunięta do przodu:

a) odważniki zbiegają się, a siła dokręcania sprężyny strojenia okazuje się większa niż opór odważników;

b) zawór regulacyjny zatrzymuje obejście P y;

c) zawór wzbogacający zaczyna się zamykać, zmniejszając P c (przy zamkniętym zaworze obejściowym P y tak wysokie ciśnienie nie jest wymagane);

d) P x i P y są zrównoważone na powierzchniach regulatora;

e) dominuje ciśnienie P (rys. 11), mieszek podciśnienia i trzpień mieszka regulatora przesuwają się w dół; membrana umożliwia taki ruch;

f) Przekładnia mechaniczna obraca się w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara i otwiera się główny zawór sterujący;

f) wraz ze wzrostem prędkości obrotowej silnika obciążenia odśrodkowe różnią się, a zawór regulacyjny otwiera się, aby ominąć P y;

g) Zawór wzbogacania otwiera się ponownie, a ciśnienie P x ​​wzrasta do wartości ciśnienia P y;

h) Spadek ciśnienia sprzyja ruchowi w kierunku przeciwnym do miecha i pręta regulatora;

i) drążek skrętny obraca się w kierunku zgodnym z ruchem wskazówek zegara, aby zmniejszyć zużycie paliwa i ustabilizować prędkość obrotową wirnika silnika.

Kiedy przepustnica hamuje na biegu jałowym:

a) odważniki odśrodkowe są wyciskane z powodu Wysoka częstotliwość siła obrotowa od obciążeń jest większa niż dokręcenie sprężyny nastawczej;

b) Zawór regulacyjny podczas otwierania uwalnia ciśnienie Р у, zawór bezpieczeństwa jest również ściskany w celu uwolnienia dodatkowego ciśnienia Р у;

c) Zawór wzbogacający otwiera się, umożliwiając przepływ powietrza o podwyższonym ciśnieniu P x;

d) Ciśnienie P x ​​sprzyja rozszerzaniu się reduktora i miechowi zwalniającemu do oporu, pręt regulatora również podnosi się, a główny zawór rozdzielczy zaczyna się zamykać;

e) ciśnienie P x ​​maleje wraz ze zmniejszaniem się prędkości obrotowej wirnika silnika, ale mieszek podciśnieniowy utrzymuje drążek regulatora w górnym położeniu;

e) Gdy prędkość obrotowa maleje, ciężarki odśrodkowe zbiegną się, zamykając obejście powietrza pod ciśnieniem Ру i zawór bezpieczeństwa;

f) Zawór wzbogacający również zaczyna się zamykać, ciśnienie P y wzrasta w stosunku do P x;

g) miech zwalniający przesuwa się w dół, zawór rozdzielczy lekko się otwiera, a prędkość wirnika stabilizuje się.

Gdy temperatura powietrza zewnętrznego wzrasta przy dowolnym stałym położeniu przepustnicy:

a) Czujnik T 12 rozszerza się, aby zmniejszyć obejście powietrza przy ciśnieniu P x i ustabilizować je przy niskim ciśnieniu P c, utrzymując położenie miechów podciśnieniowych i utrzymując określony program przyspieszania; To. czas przyspieszania od trybu jałowego do startu pozostaje taki sam zarówno przy podwyższonych, jak i niższych temperaturach zewnętrznych.

5 Elektroniczny system programowania podawania paliwa

Układy dozowania paliwa o funkcjach elektronicznych nie były dotychczas tak szeroko stosowane, jak hydromechaniczne i hydropneumatyczne. W ostatnich latach większość nowych silników opracowanych dla lotnictwa komercyjnego i biznesowego została wyposażona w elektroniczne regulatory. Elektroniczny regulator jest urządzeniem hydromechanicznym z dodatkowym wyposażeniem w czujniki elektroniczne. Układy elektroniczne zasilane są z magistrali statku powietrznego lub z własnego, specjalistycznego generatora prąd przemienny analizują parametry pracy silnika, takie jak temperatura spalin, ciśnienie na drodze i prędkość obrotową wirnika silnika. Zgodnie z tymi parametrami część elektroniczna systemu dokładnie oblicza wymagane zużycie paliwa.

5.1 Przykład systemu (Rolls Royce RB-211)

RB-211 to duży, trzystopniowy silnik turbowentylatorowy. Posiada elektroniczny regulator sterujący będący częścią hydromechanicznego systemu programowania zasilania paliwem. Wzmacniacz elektronicznego regulatora chroni silnik przed przekroczeniem temperatury, gdy silnik pracuje w trybie startu. W każdych innych warunkach pracy regulator paliwa działa tylko na układzie hydromechanicznym.

Z analizy rys. 14 widać, że wzmacniacz regulatora odbiera sygnały wejściowe z LPT i dwie prędkości obrotowe sprężarek LP i HP.

Reduktor pracuje według hydromechanicznego programu zasilania paliwem do momentu osiągnięcia przez silnik mocy maksymalnej, wówczas elektroniczny wzmacniacz regulatora zaczyna pełnić funkcję ogranicznika dopływu paliwa.

Ryż. 14. Układ paliwowy z elektronicznym regulatorem sterującym programem zasilania paliwem

Regulator różnicy ciśnień w tym układzie pełni funkcje reduktora ciśnienia na uproszczonym schemacie hydromechanicznego regulatora zasilania paliwem na rys. 10. Gdy moc silnika zbliża się do maksymalnej i osiągana jest zadana temperatura gazu w turbinie oraz prędkość obrotowa wału sprężarki, regulator różnicy ciśnień zmniejsza dopływ paliwa do wtryskiwaczy paliwa, a paliwo do wlotu pompy. Regulator dopływu paliwa w tym układzie pełni rolę urządzenia hydromechanicznego, odbierającego sygnały o prędkości obrotowej wirnika silnika wysokociśnieniowego, ciśnieniu na drodze (P 1, P 2, P 3) i położeniu przepustnicy.

Jak wynika z rys. 14 regulator paliwa odbiera następujące sygnały z silnika w celu stworzenia programu zasilania paliwem:

kąt montażu przepustnicy;

p 1 - całkowite ciśnienie na wlocie do sprężarki (wentylator);

p 3 - całkowite ciśnienie na wylocie sprężarki drugiego stopnia (sprężarka pośrednia);

p 4 - całkowite ciśnienie na wylocie wzrostu ciśnienia;

N 3 - prędkość obrotowa wirnika HPC;

N 1 - prędkość obrotowa wirnika LPC (wentylator);

N 2 - prędkość obrotowa pośredniego wirnika sprężarki;

temperatura gazu w turbinie (na wylocie LPT);

polecenia blokowania funkcji wzmacniacza regulatora;

wzbogacanie - zwiększacz zasilania paliwem służy do uruchomienia silnika przy temperaturach zewnętrznych poniżej 0°.

3.5.2 Przykład układu (Garrett TFE-731 i ATF-3) TFE-731 i ATF-3 to silniki turbowentylatorowe nowej generacji przeznaczone dla lotnictwa biznesowego. Wyposażone są w elektroniczne jednostki sterujące, które w pełni kontrolują program zasilania paliwem.

Według schematu na ryc. 15 komputer elektroniczny odbiera następujące sygnały wejściowe:

N 1 - prędkość obrotowa wentylatora;

N 2 - prędkość wirnika sprężarki pośredniej:

N 3 - prędkość wirnika sprężarki wysokiego ciśnienia;

Tt 2 - całkowita temperatura na wlocie silnika;

Tt 8 - temperatura na wlocie HPT;

pkt 2 - całkowite ciśnienie wlotowe;

moc wejściowa - 28 V DC;

alternator z magnesami trwałymi;

kąt montażu przepustnicy;

pozycja VNA;

Рs 6 - ciśnienie statyczne na wylocie silnika turbomaszyny.

Ryż. 15. Elektroniczny regulator układu paliwowego z pełną kontrolą programu zasilania paliwem

Część elektroniczna regulatora paliwa analizuje dane wejściowe i wysyła polecenia do instalacji BHA oraz programuje dopływ paliwa przez część hydromechaniczną regulatora paliwa.

Producenci twierdzą, że ten system całkowicie i dokładniej kontroluje program dostarczania paliwa niż porównywalny system hydromechaniczny. Chroni także silnik przez cały okres od rozruchu do startu przed przekroczeniem temperatury i prędkości, utknięciem w przepływie podczas nagłego przyspieszania, stale monitorując temperaturę na wlocie silnika turbośmigłowego i inne ważne parametry silnika.

5.3 Przykład systemu (G.E./Snecma CFM56-7B)

Silnik CFM56-7B (rys. 16) działa w oparciu o system znany jako FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Ona wykonuje pełna kontrola nad układami silnika w odpowiedzi na polecenia wejściowe z systemów statku powietrznego. FADEC dostarcza również informacje do systemów statku powietrznego w zakresie wyświetlaczy w kokpicie, monitorowania stanu silnika, raportowania konserwacji i rozwiązywania problemów.

System FADEC realizuje następujące funkcje:

realizuje programowanie podawania paliwa i zabezpieczenia przed przekroczeniem parametrów granicznych przez wirniki LP i HP;

monitoruje parametry silnika podczas cyklu rozruchu i zapobiega przekroczeniu dopuszczalnej temperatury gazu w turbinie;

steruje trakcją w dwóch trybach: ręcznym i automatycznym;

zapewnia optymalną pracę silnika poprzez kontrolę przepływu sprężarki i luzów turbiny;

steruje dwoma elektromagnesami blokującymi przepustnicę.

Elementy systemu FADEC. System FADEC składa się z:

regulator elektroniczny, który zawiera dwa identyczne komputery, zwane kanałami A i B. Regulator elektroniczny wykonuje obliczenia kontrolne i monitoruje stan silnika;

zespół hydromechaniczny, który przetwarza sygnały elektryczne z regulatora elektronicznego na ciśnienie działające na siłowniki zaworów i siłowniki silnika;

elementy peryferyjne, takie jak zawory, siłowniki i czujniki do sterowania i monitorowania.

Interfejs samolot/sterownik elektroniczny (rys. 16). Systemy statku powietrznego dostarczają kontrolerowi elektronicznemu informacji o ciągu silnika, poleceniach sterujących, stanie statku powietrznego i warunkach lotu, jak opisano poniżej:

Informacja o położeniu przepustnicy przesyłana jest do sterownika elektronicznego w postaci elektrycznego sygnału kąta niewspółosiowości. Podwójny konwerter jest mechanicznie przymocowany do przepustnic w kokpicie.

Informacje o locie, polecenia dotyczące celu silnika i dane są przesyłane do każdego silnika z elektronicznego wyświetlacza statku powietrznego za pośrednictwem magistrali ARINC-429.

Wybrane dyskretne sygnały statku powietrznego i sygnały informacyjne są podawane przewodami do sterownika elektronicznego.

Sygnały o biegu wstecznym silnika przekazywane są przewodami do sterownika elektronicznego.

Elektroniczny regulator wykorzystuje dyskretne informacje dotyczące powietrza upustowego i konfiguracji lotu (naziemne/lotne i położenie klap) pochodzące ze statku powietrznego w celu kompensacji warunków pracy oraz jako podstawa do programowania dostarczania paliwa podczas przyspieszania.

Interfejsy FADEC System FADEC jest systemem z wbudowanym wyposażeniem testowym. Oznacza to, że jest w stanie wykryć własne uszkodzenie wewnętrzne lub zewnętrzne. Aby móc realizować wszystkie swoje funkcje, system FADEC połączony jest z komputerami pokładowymi za pośrednictwem sterownika elektronicznego.

Elektroniczny regulator otrzymuje polecenia z wyświetlacza statku powietrznego systemu wyświetlania informacji ogólnych, który stanowi interfejs pomiędzy elektronicznym regulatorem a systemami statku powietrznego. Obie jednostki systemu wyświetlającego dostarczają następujące dane z systemu generowania sygnału pełnego i statycznego ciśnienia lotu oraz komputera sterującego lotem:

Parametry powietrza (wysokość, całkowita temperatura powietrza, całkowite ciśnienie i M) do obliczenia ciągu;

Kątowe położenie przepustnicy.

Ryż. 16. Schemat układu paliwowego silnika G.E./Snecma CFM56-7

Projekt FADEC. System FADEC jest w pełni redundantny, zbudowany w oparciu o dwukanałowy regulator elektroniczny. Zawory i siłowniki są wyposażone w podwójne czujniki, które przekazują informację zwrotną do regulatora. Wszystkie monitorowane sygnały wejściowe są dwukierunkowe, ale niektóre parametry wykorzystywane do monitorowania i sygnalizacji są jednokierunkowe.

Aby zwiększyć niezawodność systemu, wszystkie sygnały wejściowe jednego kanału są przesyłane do drugiego poprzez łącze danych typu cross-link. Dzięki temu oba kanały będą działać nawet w przypadku uszkodzenia krytycznych sygnałów wejściowych dla jednego z kanałów.

Obydwa kanały A i B są identyczne i działają stale, ale niezależnie od siebie. Obydwa kanały zawsze odbierają sygnały wejściowe i je przetwarzają, ale tylko jeden kanał, zwany sterowaniem aktywnym, generuje sygnały sterujące. Drugi kanał jest duplikatem.

Po przyłożeniu napięcia do regulatora elektronicznego podczas pracy wybierane są kanały aktywne i rezerwowe. Wbudowany system sprzętu testowego wykrywa i izoluje awarie lub kombinacje awarii w celu utrzymania dobrego stanu łącza i przekazywania danych konserwacyjnych do systemów statku powietrznego. Wybór kanałów aktywnych i zapasowych opiera się na kondycji kanałów, każdy kanał ustawia swój własny stan kondycji. Najbardziej przydatny jest wybierany jako aktywny.

Gdy oba kanały mają ten sam stan, wybór kanału aktywnego i zapasowego następuje na zmianę przy każdym uruchomieniu silnika, gdy prędkość wirnika niskiego ciśnienia przekracza 10 990 obr./min. Jeśli kanał zostanie uszkodzony i aktywny kanał nie będzie w stanie wykonywać funkcji sterujących silnikiem, system przejdzie w tryb awaryjny, który chroni silnik.

Praca regulatora ze sprzężeniem zwrotnym. Elektroniczny regulator wykorzystuje sterowanie w pętli zamkniętej do pełnego sterowania różnymi układami silnika. Sterownik oblicza położenie elementów systemu, co nazywa się poleceniem. Następnie sterownik wykonuje operację porównującą polecenie z rzeczywistą pozycją elementu, zwaną sprzężeniem zwrotnym, i oblicza różnicę, zwaną żądaniem.

Elektroniczny regulator poprzez elektrohydrauliczny serwozawór urządzenia hydromechanicznego wysyła sygnały do ​​elementów (zawory, napędy) powodując ich ruch. Gdy zawór lub siłownik systemu się poruszy, sterownik elektroniczny otrzymuje sygnał zwrotny o położeniu elementu. Proces będzie powtarzany aż do ustania zmiany położenia elementów.

Parametry wejściowe. Wszystkie czujniki są czujnikami podwójnymi z wyjątkiem T 49,5 (temperatura spalin), T 5 (temperatura na wylocie turbiny LP), Ps 15 (ciśnienie statyczne na wylocie wentylatora), P 25 (całkowita temperatura na wlocie HPC) i WF (zużycie paliwa). Czujniki T 5, Ps 15 i P 25 są opcjonalne i nie są instalowane w każdym silniku.

Aby wykonać obliczenia, każdy kanał sterownika elektronicznego otrzymuje wartości swoich własnych parametrów oraz wartości parametrów innego kanału poprzez cross-link transmisji danych. Obie grupy wartości są sprawdzane pod kątem wiarygodności przez program testowy w każdym kanale. Prawidłową wartość do użycia wybiera się na podstawie wyniku pewności każdego odczytu lub stosuje się średnią z obu wartości.

W przypadku awarii czujnika podwójnego wybierana jest wartość obliczona z pozostałych dostępnych parametrów. Dotyczy to następujących opcji:

×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 (P s 3);

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

• Specjalność Wyższej Komisji Atestacyjnej Federacji Rosyjskiej05.13.01
• Liczba stron 87

1. ogólna charakterystyka praca

3. Wnioski i wyniki

1. LINIOWY MODEL DYNAMICZNY GTE. MODELE CZUJNIKÓW I SIŁOWNIKÓW

1.1. Systemy aproksymacji liniowej

1.2. Dokładność zerowa i pierwszego rzędu

1.3. LDM skonstruowany w oparciu o układy aproksymacji liniowej znane w dwóch punktach równowagi

1.4. Konstrukcja LDM przy użyciu n znanych systemów aproksymacji liniowej. Najbliższe twierdzenie o punkcie równowagi

1,5. Modele elementów wykonawczych i czujników

1.6. Model kanałów pomiaru prędkości

1.7. Model czujnika pomiaru temperatury gazu (termopar)

1.8. Modele czujników ciśnienia i temperatury

1.9. Modele siłowników”

1.10. Kompleks testów oprogramowania

2. SYSTEM KONTROLI GTE OPARTY NA LDM

2.1. Podstawowe wymagania stawiane nowoczesnym układom automatycznego sterowania silnikami turbinowymi

2.2. Konstrukcja dział samobieżnych oparta na LDM

2.3. Opis obwodu utrzymywania wymaganej prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki i jej pochodna

2.4. Obwody ograniczające zmniejszoną i fizyczną prędkość obrotową wirnika turbosprężarki, obwód rezerwowy

2.5. Obwody sterowania mocą i momentem obrotowym

2.6. Wolny obwód ograniczenia prędkości turbiny

2.7. Obwód ograniczenia temperatury gazu

2.8. Obwód utrzymujący wymagane zużycie paliwa

2.9. Uproszczony model silnika wbudowanego w działa samobieżne

2.10. Kontrola tolerancji gradientu

2.11. Wymagania dotyczące części elektronicznej dział samobieżnych

2.12. wnioski

3. OPIS SAU TYPU TRADYCYJNEGO. PORÓWNAWCZY

3.1. Uwagi ogólne

3.2. Budowa tradycyjnego działa samobieżnego

3.3. Obwód sterowania prędkością wirnika turbosprężarki

3.4. Układ ograniczający różniczkową prędkość obrotową wirnika turbosprężarki 71 3.5. Pozostałe obwody ograniczające i sterujące 73 3.6. Analiza porównawcza klasycznych dział samobieżnych i dział samobieżnych opartych na LDM

Polecana lista prac dyplomowych

• Rozmyte hierarchiczne modele Markowa procesów rozwoju uszkodzeń w układach automatycznego sterowania, monitorowania i diagnostyki silników turbogazowych 2011, kandydat nauk technicznych Abdulnagimov, Ansaf Irekovich

• Technologia kompleksowych badań półnaturalnych układów automatycznego sterowania współosiowymi propfanami silników turbośmigłowych 2018, kandydat nauk technicznych Iwanow, Artem Wiktorowicz

• Systemy informacyjno-pomiarowe do badań laboratoryjnych produktów motoryzacyjnych 1999, doktor nauk technicznych Wasilczuk, Aleksander Wasiljewicz

• Stworzenie nowej generacji zautomatyzowanych systemów kontroli i testowania zapewniających bezpieczeństwo lądowań w transporcie lotniczym 2013, doktor nauk technicznych Szeludko, Wiktor Nikołajewicz

• Opracowywanie i badania elementów wykonawczych z bezstykowymi silnikami prądu stałego i cyfrowymi czujnikami parametrów obrotu do układów automatycznego sterowania 1983, kandydat nauk technicznych Kurchanov, Władimir Nikołajewicz

Wprowadzenie do rozprawy doktorskiej (część streszczenia) na temat „Analiza układów automatycznego sterowania silnikami turbinowymi gazowymi”

Istotność problemu. Silniki turbinowe gazowe znajdują obecnie szerokie zastosowanie w lotnictwie wojskowym i cywilnym, a także napędy pompowni gazu i małych elektrowni stosowanych w energetyce i transporcie morskim.

Tworzenie silników IV i V generacji wymaga odpowiedniego postępu w zakresie ich zarządzania. Od połowy lat 70. istotne stało się przejście na sterowanie elektrowniami za pomocą cyfrowych regulatorów elektronicznych. Sprzyjało temu zarówno rosnąca złożoność zadań regulacyjnych, która wymagała stosowania bardziej zaawansowanych i złożonych algorytmów sterowania, jak i rozwój technologie elektroniczne w wyniku czego możliwe stało się zapewnienie sprawności regulatorów elektronicznych w warunkach typowych dla pracy silnika.

Instytut Centralny sformułowano propozycje budowy silników lotniczych (SSC RF CIAM im. N.I. Baranova) dotyczące struktury i konkretnych metod oprogramowania i algorytmicznej budowy inteligentnego adaptacyjnego systemu automatycznego sterowania (ACS), który oprócz tradycyjnych powinien realizować następujące sterowanie Funkcje:

Rozpoznanie stanu silnika (pogorszenie się charakterystycznych elementów, występowanie awarii, praca w trybie ustalonym lub przejściowym itp.);

Utworzenie celu kontrolnego zgodnie z wynikami rozpoznania stanu silnika;

Wybór sposobu sterowania silnikiem zapewniający osiągnięcie założonego celu (dobór zestawu programów sterowania optymalnych dla danych warunków pracy silnika);

Tworzenie i dobór parametrów algorytmów sterowania, pozwalających zapewnić określoną jakość sterowania przy wykorzystaniu wybranych programów.

Ważny problem matematyczny, bez którego rozwiązania nie można stworzyć niezawodnej i wydajnej jednostki cyfrowej do automatycznego sterowania i monitorowania nowoczesne warunki Opracowanie modeli matematycznych silnika, czujników i urządzeń wykonawczych oraz ich adaptacja do konkretnych praktycznych warunków użytkowania jest prawie niemożliwe. Powszechnie przyjmuje się, że cały cykl rozwoju systemów automatycznego sterowania można zrealizować stosując zespół kilku typów modeli o różnym stopniu złożoności. Kompleks jako całość musi spełniać szereg wymagań, z których główne to:

Możliwość symulacji ustalonych i przejściowych trybów pracy w zmieniających się warunkach lotu w pełnym zakresie zmian trybów pracy elektrowni;

Uzyskanie dokładności modelowania w stanach ustalonych i przejściowych wystarczającej do rozwiązania problemów sterowania;

Dopuszczalny czas obliczeń komputerowych;

Możliwość wykonywania obliczeń w czasie naturalnym (rzeczywistym) i przyspieszonym dla modeli przeznaczonych do stosowania na stanowiskach półrzeczywistych.

Jednak dziś, w warunkach ostrej konkurencji, w stosunku do czołówki pozostaje znaczne opóźnienie producenci zagraniczni i zerwania nawiązanych powiązań gospodarczych, czynnik czasu ma coraz większy wpływ na proces rozwoju dział samobieżnych. Niestety, nie wszystkie z powyższych wymagań są w stanie spełnić krótki czas zwłaszcza gdy odczuwalny jest dotkliwy niedobór doświadczonych specjalistów. Natomiast zadanie rozpoznawania usterek i diagnozowania pogorszenia pracy poszczególnych podzespołów i zespołów wiąże się z wykorzystaniem modelu silnika. czujniki i elementy wykonawcze wbudowane w automatykę sterującą i monitorującą. Model ten podlega najbardziej rygorystycznym wymaganiom użytkowym, a jakość diagnostyki i prawdopodobieństwo wykrycia awarii bezpośrednio zależą od jego dokładności.

Stosowanie modeli różniących się strukturą i treścią na różnych etapach projektowania wymaga dużo dodatkowego czasu. W pracy zbadano możliwość wykorzystania dość prostych liniowych modeli dynamicznych (LDM) do rozwiązania szeregu problemów pojawiających się podczas opracowywania skutecznego ACS.

Znaczące skrócenie czasu rozwoju można osiągnąć poprzez optymalizację algorytmów weryfikacji oprogramowanie, osadzone w działach samobieżnych. Główną rolę odgrywa w tym przypadku model badanego systemu. Głównym problemem jest tutaj stworzenie specjalnego pakietu oprogramowania testowego, który zamiast drogiego półnaturalnego stanowiska łączy w sobie model silnika, czujniki, elementy wykonawcze, kanały pomiarowe i sterujące układu automatycznego sterowania. Stanowisko półnaturalne to system symulujący pracę silnika, zainstalowanych na nim czujników i elementów wykonawczych. Ważną cechą stanowiska półnaturalnego jest to, że służy do testowania elektronicznych dział samobieżnych jako całości, a nie tylko oprogramowania czy części sprzętowych. Kompleks testowania oprogramowania skutecznie rozwiązuje jedynie problem testowania oprogramowania cyfrowego systemu automatycznego sterowania i wbudowanych w niego algorytmów. W tym przypadku cechy realizacji sprzętowej uwzględniane są nie bezpośrednio, jak na stanowiskach półnaturalnych, ale pośrednio – poprzez modele kanałów pomiarowych i kontrolnych. W takim przypadku niezbędną kontrolę sprzętu ACS można przypisać do konsoli testowej, za pomocą której symulowane są sygnały wejściowe i kontrolowane są działania sterujące.

Stanowisko półnaturalne jest narzędziem weryfikacji skuteczniejszym od konsoli testowej czy kompleksu testowego oprogramowania, jednak pracochłonność jego stworzenia jest porównywalna z tworzeniem samego ACS, a w niektórych przypadkach nawet ją przekracza. W warunkach, w których terminy są tak ustalone, że działa samobieżne muszą powstać „na wczoraj”, nie pojawia się nawet kwestia stworzenia stanowiska półtrwania.

Opracowywanie nowych i adaptacja istniejących metod matematycznych w procesie tworzenia układów automatycznego sterowania silnikami turbinowymi gazowymi w możliwie najkrótszym czasie i przy minimalne koszty Zasoby materiałowe i inżynieryjne są pilnym zadaniem. Jest złożony i sprowadza się do rozwiązywania różnych problemów matematycznych i inżynierskich na różnych etapach. Bez zaangażowania komputera i przemyślanego wykorzystania modeli matematycznych nie da się rozwiązać problemu. Głównymi typami modeli wykorzystywanymi do badania działania silnika turbogazowego są hydromechaniczne i elektroniczne elementy jego układu sterowania, czujniki i siłowniki.

Modele element po elemencie. W takich modelach cechy konstrukcyjne systemu są bezpośrednio uwzględniane jako parametry. Opracowanie modeli element po elemencie wymaga znacznej ilości czasu, ale w tym przypadku można poprawnie zidentyfikować różne czynniki, takie jak tarcie w elementach konstrukcyjnych, siły działające na siłowniki, zmiany kształtu przekrojów przepływowych otworów w hydromechanice urządzeń, zużycie podzespołów, opóźnienia w wydaniu decyzji itp.

Przybliżone modele nieliniowe. Odwzorowują pracę w całym zakresie modów oraz w uproszczony sposób opisują właściwości dynamiczne i statyczne obiektu. Modele przeznaczone są do badań „na dużą skalę” i pozwalają na wykonywanie obliczeń w czasie naturalnym (rzeczywistym). (Należy zaznaczyć, że o możliwości wykonywania obliczeń w czasie rzeczywistym decyduje także moc komputera, wybrany język programowania, system operacyjny, jakość programowania i poziom optymalizacji obliczeń).

Modele linearyzowane. Odwzorowują zachowanie układu w sąsiedztwie ograniczonego zestawu statycznych punktów charakterystycznych. Umożliwia użycie standardowych równoważnych elementów nieliniowych. Takie modele są zwykle używane do badania „małych”, na przykład stabilności regulacji. Możliwe jest zastąpienie przybliżonego modelu nieliniowego modelem zlinearyzowanym. Jedna z opcji takiej wymiany została opisana w. Zalety i wady tego podejścia zostały szczegółowo omówione w pierwszym rozdziale pracy.

Przy rozwiązywaniu problemów związanych z budową układu sterowania silnikiem turbinowym gazowym najczęściej stosuje się modele element po elemencie do opisu elementów i zespołów hydromechanicznych układów automatycznego sterowania. Do opisu pracy silników turbogazowych w całym zakresie trybów pracy stosuje się przybliżone modele nieliniowe. Uważa się, że zlinearyzowane modele silników turbinowych są przydatne do badania stabilności układów sterowania.

W ostatnich latach aktualna stała się kwestia modernizacji sprzętu lotniczego, m.in. poprzez modernizację silników i ich dział samobieżnych. Zadaniem jest uzyskanie maksymalnego efektu przy minimalnych kosztach materiałowych. W szczególności, przy zachowaniu tych samych funkcji, można obniżyć koszt dział samobieżnych, stosując nowoczesną, tańszą bazę elementarną i zmniejszając liczbę podzespołów elektronicznych stosowanych w działach samobieżnych. Wraz z tym możliwa staje się poprawa jakości pracy ACS poprzez udoskonalenie i skomplikowanie algorytmów sterowania, udoskonalenie systemu diagnostycznego oraz wprowadzenie rozliczania godzin pracy i stanu technicznego silnika.

Wyjątkowa sytuacja powstała, gdy zbiegło się szereg ważnych czynników wpływających na rozwój dział samobieżnych z silnikami lotniczymi, a mianowicie:

Rewolucyjny rozwój elektronicznych urządzeń obliczeniowych, pozwalających na rozwiązywanie problemów sterowania i diagnostyki silników turbogazowych na nowym poziomie przy użyciu wcześniej niedostępnych środków;

Istnieje pilna potrzeba modernizacji istniejących dział samobieżnych w celu obniżenia ich kosztów i zwiększenia niezawodności działania;

Opóźnienie w powszechnym wdrażaniu nowoczesnych cyfrowych układów automatycznego sterowania związane z kryzysem ostatnich lat i w związku z tym rosnącą rozbieżnością pomiędzy wynikami badań teoretycznych a aparatem matematycznym faktycznie wykorzystywanych urządzeń.

W rezultacie pilnym stało się zadanie opracowania nowej, autorskiej konstrukcji układów automatycznego sterowania, która skutecznie rozwiąże problemy sterowania silnikami turbinowymi, uwzględniając nowe możliwości cyfrowych układów elektronicznych. Jednocześnie możliwe stało się udoskonalenie szeregu dotychczas z powodzeniem stosowanych algorytmów w celu poprawy jakości i niezawodności ich pracy.

Celem pracy dyplomowej jest opracowanie efektywnego cyfrowego układu sterowania silnikiem zbudowanego w oparciu o nowoczesne zasady sterowania. Aby osiągnąć ten cel, postawiono i rozwiązano następujące zadania:

1. Opracowano autorską konstrukcję układu automatycznego sterowania, która pozwala skutecznie rozwiązywać problemy sterowania silnikami turbinowymi;

2. Udoskonalono liniowy model dynamiczny silnika turbogazowego w celu zwiększenia dokładności obliczeń;

3. Opracowano autorskie algorytmy przetwarzania sygnałów z czujników temperatury i prędkości obrotowej gazów w celu ograniczenia wpływu zakłóceń w kanałach pomiarowych;

4. Utworzono pakiet oprogramowania, która umożliwia testowanie algorytmów w ramach oprogramowania instalowanego w ACS wraz z modelem silnika, czujnikami i elementami wykonawczymi.

W artykule opisano wyniki budowy układu automatycznego sterowania, modelowania i analizy układu w oparciu o doświadczenia zdobyte podczas opracowywania układu automatycznego sterowania BARK-65 (jednostki automatycznego sterowania i sterowania) silnika TV7-117S stosowanego na statku IL- 114 samolotów. BARK-65 pomyślnie przeszedł etap testów stanowiskowych, podczas których wykazał zdolność Efektywne zarządzanie silnik.

Zespół napędowy samolotu stanowią dwa wymienne silniki TV7-117S umieszczone w gondoli silnika na skrzydle samolotu. Każdy silnik napędza sześciołopatowe, odwracalne śmigło SV-34.

Układ sterowania silnikiem TV7-117S składa się z cyfrowej jednostki sterującej BARK-65 i jej rezerwy hydromechanicznej. BARK-65 to nowoczesny cyfrowy jednokanałowy system sterowania silnikiem. Aby zapewnić rezerwę hydromechaniczną w obwodach sterujących zużyciem paliwa i kierownicach turbosprężarki, stosuje się siłowniki hydromechaniczne. Aby zwiększyć niezawodność systemu, wszystkie czujniki, obwody pomiarowe, elektryczne obwody sterujące tworzące i realizujące główne programy sterujące i ograniczenia są wielokanałowe.

Pierwsze niezbędne doświadczenie w tworzeniu dział samobieżnych do silników lotniczych zdobyto podczas opracowywania działa samobieżnego BARK-78, co ogranicza parametry eksploatacyjne najnowszej modyfikacji silników TVZ-117, znanej pod marką VK -2500. BARK-78 realizuje funkcje dotychczas stosowanych jednostek elektronicznych ERE (elektroniczny sterownik silnika) i RT (regulator temperatury), jest w istocie dość prostym urządzeniem, jego opis nie jest podany w tej pracy, jednakże istnieje szereg oprogramowania i sprzętu Rozwiązania zastosowane w BARK-78 wykorzystano także przy tworzeniu dział samobieżnych BARK-65. Należą do nich układ kontroli tolerancji gradientu wejściowych sygnałów analogowych oraz kompensator bezwładności termopary opisany w rozdziale drugim.

W pierwszym rozdziale opisano algorytm budowy liniowego modelu dynamicznego silnika turbogazowego. Opiera się na metodzie zaproponowanej w, różnica polega na sposobie znalezienia najbliższego punktu równowagi. Poniżej znajdują się opisy modeli kanałów pomiarowych i wykonawczych wchodzących wraz z modelem silnika w kompleks testowy oprogramowania.

W rozdziale drugim, w oparciu o materiały zaprezentowane w rozdziale poprzednim, zbudowany jest układ sterowania silnikiem turbinowym. Opisano metody konstruowania optymalnych regulatorów. Rozważono zależność jakości i złożoności programowej algorytmów sterowania od poziomu, na którym dokonuje się wyboru różnych programów sterowania i ograniczeń. Sformułowano wymagania dotyczące metod badania powstałego ACS na modelu i na miejscu. Rozważany jest problem kompletności przeprowadzanych badań. Przedstawiono możliwości realizacji uproszczonego modelu silnika w oparciu o otrzymaną strukturę ACS oraz sformułowano wymagania końcowe dla niego i jego dokładność. Skonstruowano kompleksowy algorytm identyfikacji awarii i awarii. Finalizowane są wymagania dotyczące części elektronicznej ACS. Zbadano sytuację, gdy z jakiegoś powodu wymagania dotyczące dział samobieżnych nie są możliwe do spełnienia. Dokonano porównania materiałów uzyskanych podczas modelowania i testowania BARK-65 na silniku.

W rozdziale trzecim dokonano syntezy i analizy dział samobieżnych zbudowanych na klasycznych zasadach. Podczas jego opracowywania wykorzystano materiały (konstrukcja układu automatyki, standardowe ogniwa sterujące), (synteza kompensatora bezwładności termopary, synteza ogranicznika temperatury) oraz , , itp. Poniżej znajduje się porównanie parametrów pracy skuteczność „klasycznego” układu automatyki oraz układu automatyki zbudowanego w rozdziale trzecim. Wyniki stosowania różnych układów automatycznego sterowania analizowano za pomocą opisanego w pierwszym rozdziale kompleksu testów oprogramowania, który obejmował LDM silnika, modele element po elemencie elementów wykonawczych oraz modele obwodów pomiarowych. „Klasyczne” działa samobieżne wygrywając pod względem łatwości wykonania, przegrywają pod względem celności utrzymania i ograniczenia określonych parametrów.

3. Wnioski i wyniki

W procesie opracowywania wykorzystano następujące metody i wyniki. Mianowicie:

Model silnika oparty na liniowym modelu dynamicznym;

Modele element po elemencie siłowników hydromechanicznych układów automatycznego sterowania;

Sformułowano wymagania dla elektroniki;

Stworzono uproszczony model silnika, na podstawie którego w przypadku awarii określonych czujników możliwe jest obliczenie odpowiednich parametrów silnika (zmiennych określających stan silnika);

Na podstawie modelu systemu przeprowadzono kompleksowe debugowanie i weryfikację programu wbudowanego w BARK-65;

Stworzono autorski system diagnostyczny łączący w sobie analizę wyników kontroli tolerancji gradientu, informacji otrzymywanych różnymi kanałami pomiarowymi oraz informacji dostarczanych przez uproszczony model silnika;

Głównym efektem pracy jest stworzenie efektywnego samobieżnego układu sterowania spełniającego wymagania silnika turbinowego nowoczesne wymagania. Posiada oryginalną strukturę, która łączy w sobie główne pętle sterujące i ograniczenia. Wyniki prac mają charakter uniwersalny i mogą być i są z powodzeniem wykorzystywane przy opracowywaniu układów automatycznego sterowania innych dwuwałowych silników turbinowych. Działa samobieżne o podobnej konstrukcji dla silników TV7-117V (modyfikacja śmigłowca TV7-117S) i silników VK-1500 (przeznaczonych do zastosowania na samolocie AN-3) znajdują się obecnie w fazie testów stanowiskowych. Rozważana jest możliwość montażu zmodyfikowanych silników serii TV7-117 na łodziach szybkich o wyporności około 20 ton i rozwijających prędkość do 120 km/h.

Podobne rozprawy w specjalności „Analiza systemowa, zarządzanie i przetwarzanie informacji (według branży)”, 05.13.01 kod HAC

• Zapewnienie kompatybilności energetycznej elektrycznych urządzeń transportu z zasilaniem wysokiego napięcia 2004, doktor nauk technicznych Reznikov, Stanislav Borisovich

• Opracowanie i badania napędu elektrycznego opartego na silniku indukcyjnym o niezależnym wzbudzeniu 2002, kandydat nauk technicznych Postnikov, Siergiej Gennadievich

• Identyfikacja modeli dynamicznych automatycznych silników turbinowych i ich elementów z wykorzystaniem metod statystycznych 2002, doktor nauk technicznych Arkov, Valentin Yulievich

• Struktury i algorytmy napędu elektrycznego sterowanego serwo o zadanej dokładności dynamicznej 2011, kandydat nauk technicznych Pankrats, Jurij Witalijewicz

• Opracowanie metod i środków zwiększania sprawności silników Diesla w trybach dynamicznych 2010, doktor nauk technicznych Kuzniecow, Aleksander Gawriilowicz

Zakończenie rozprawy na temat „Analiza systemu, zarządzanie i przetwarzanie informacji (według branży)”, Sumachev, Sergey Alexandrovich

WNIOSKI Z PRAC OGÓLNIE

W pracy przedstawiono sposób budowy uniwersalnego układu automatycznego sterowania dwuwałowych silników turbogazowych. Rozwiązując główny problem - syntezę automatycznych systemów sterowania w oparciu o LDM, rozwiązano szereg problemów pomocniczych, a mianowicie:

Zwiększono dokładność wyznaczania najbliższego punktu równowagi LDM;

Opracowano oryginalny kompensator bezwładności termopary;

Przeprowadzona analiza na różne sposoby pomiar częstotliwości obrotu wirnika;

Stworzono system testowania oprogramowania, którego zadaniem jest badanie funkcjonowania oprogramowania i algorytmów wbudowanych w cyfrowy system automatyki;

Opracowano ACS oparty na tradycyjnych podejściach i przeprowadzono analizę porównawczą dwóch różnych ACS: ACS opartego na LDM i tradycyjnego ACS.

Wyniki przedstawione w pracy sprawdzono podczas testów stanowiskowych dział samobieżnych BARK-65 i silnika TV7-117S. Badania potwierdziły wysoką skuteczność dział samobieżnych w utrzymywaniu i ograniczaniu zadanych parametrów. Zestaw środków mających na celu zwiększenie niezawodności układu automatycznego sterowania pozwolił z dużym prawdopodobieństwem wykryć awarie kanałów pomiarowych i kontrolnych, przy użyciu ograniczonego zestawu parametrów, możliwe było powielanie danych otrzymanych z czujników z wartościami obliczone z modelu. W załączniku przedstawiono kilka ciekawych oscylogramów zarejestrowanych podczas testów stanowiskowych, a także akt dotyczący implementacji algorytmów opisanych w pracy.

Zintegrowane podejście do rozwiązania problemu, podczas którego dokonano rewizji klasycznych podejść i metod, umożliwiło stworzenie automatycznego systemu sterowania na wysokim, nowoczesnym poziomie.

Konstrukcja samobieżnego układu sterowania, oparta na LDM, pozwala na jego modernizację w celu poprawy jakości sterowania, zwiększenia marginesu stabilności i niezawodności działania.

Wyniki przedstawione w pracy mają charakter uniwersalny, opisana konstrukcja ACS została wykorzystana do stworzenia cyfrowych jednostek sterujących dla innych modyfikacji silnika TV7-P7S oraz silnika VK-1500.

GŁÓWNE PUBLIKACJE NA TEMAT ROZPRAWY

1. Sumachev S.A. Budowa modelu dynamicznego kompensatora bezwładności termopary.//Procesy regulacji i stabilność: Materiały z XXX Konferencji Naukowej Wydziału PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Badawczy Chemii OOP Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 1999. - str. 193-196.

2. Sumachev SA, Kormacheva I.V. Dynamiczny kompensator bezwładności termopary: zastosowanie do ograniczania temperatury silników turbogazowych. // Procesy sterowania i stabilność: Materiały z XXXI konferencji naukowej Wydziału PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Badawczy Chemii OOP Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 2000. - str. 257-260.

3. Sumachev S. A. Model matematyczny dwuwałowego silnika turbogazowego i jego samobieżnego układu sterowania. //Procesy zarządzania i zrównoważony rozwój: Materiały z XXXII konferencji naukowej Wydziału PM-PU. - St. Petersburg: Instytut Badawczy Chemii OOP Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 2001. - s. 93-103.

4. Sarkisov A.A., Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Kochkin A.A., Sumachev S.A. Doświadczenie w opracowaniu zintegrowanego systemu sterowania i monitorowania silnika RD-33 i jego modyfikacji. // Streszczenie. raport Międzynarodowa konferencja naukowa „Silniki XXI wieku” 1 część Moskwa, 2000 -S. 344.

5. Golovin M.G., Dushits-Kogan T.D., Sumachev S.A. Nowość w rozwiązaniu problemu ograniczenia temperatury gazu przed turbiną napędową silnika turbinowego gazowego. // Streszczenie. raport Międzynarodowa konferencja naukowa „Silniki XXI wieku” 1 część, Moskwa, 2000 – s. 362.

Lista referencji do badań do rozprawy doktorskiej Kandydat nauk technicznych Sumachev, Siergiej Aleksandrowicz, 2002

1. Antonchik B.C. Metody stabilizacji ruchów programowych. SPb.: Wydawnictwo. Uniwersytet Państwowy w Petersburgu, 1998.

2. Belkin Yu.S., Boev B.V., Gurevich O.S. i inne. Zintegrowane systemy automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. M.: Inżynieria mechaniczna, 1983.

3. Berezlev V.F. i inne. Układy automatycznego sterowania prędkością obrotową wirnika silników turbogazowych. Kijów: KNIGA, 1985.

4. Bodner V.A. Automatyczne systemy sterowania silnikami lotniczymi. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1973.

5. Vanyurikhin G.I., Iwanow V.M. Synteza układów sterowania ruchem obiekty niestacjonarne. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1988.

6. Gantmakher F.R. Teoria macierzy. M. Nauka, 1966.

7. Gardner M.F., Burns J.L. Procesy przejściowe w układach liniowych ze stałymi skupionymi. Państwowe wydawnictwo literatury fizycznej i matematycznej. M.: 1961.

8. Gimadiev A.G., Shakhmatov E.V., Shorin V.P. Automatyczne układy sterowania lotniczych silników turbinowych. Kujbyszew: KuAI, 1990.

9. Golberg F.D., Vatenin A.B. Modele matematyczne silników turbinowych jako obiektów sterujących. M.: Wydawnictwo MAI, 1999.

10. Yu.Gurevich O.e., Bliznyukov L.G., Trofimov A.S. Automatyczne systemy sterowania elektrowniami lotniczymi. // Konwersja w inżynierii mechanicznej. M. „Informconversion”, 2000. -№5(42).-P.50.

11. GDemidowicz B.P. Wykłady z matematycznej teorii stabilności. M.: Nauka, 1967.

12. Dobryansky G.V., Martyanova T.S. Dynamika lotniczych silników turbinowych. M.: Inżynieria mechaniczna, 1989.

13. Zhabko A.n., Kharitonov V.L. Metody algebry liniowej w zagadnieniach sterowania. SPb.: Wydawnictwo. Uniwersytet Państwowy w Petersburgu, 1993.

14. Iwanow V.A. i inne. Matematyczne podstawy teorii automatyki. Podręcznik podręcznik dla uniwersytetów. wyd. B.K. Walizka. -M., Szkoła Podyplomowa, 1971.

15. Kabanov CA. Zarządzanie systemami z wykorzystaniem modeli predykcyjnych. -SPb: Wydawnictwo Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 1997.

16. Kvartsev A.P. Automatyzacja tworzenia i testowania oprogramowania. Samara: Samara State Aerospace University, 1999.

17. Klyuev A.S., Glazov B.V., Mindin M.B. Techniki odczytu układów automatycznego sterowania i sterowania procesami. M., „Energia”, 1977.

18. Maksimov N.V. Regulatory temperatury gazu do turbinowych silników lotniczych. Ryga: RKIIGA, 1982.

19. Modelowanie matematyczne układów dyskretnych. / Pod redakcją Kandydata nauk fizycznych i matematycznych M.K. Chirkova. Petersburg, Wydawnictwo Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 1995.

20. Metody optymalizacji badań i modelowania układów sterowania silników turbinowych gazowych / Pod redakcją generalną V.T. Dedesza. M.: Inżynieria mechaniczna, 1990.

21. Modelowanie i dobór parametrów automatycznych regulatorów silników lotniczych: podręcznik / P.A. Sunarchin i in. -UFA: Stan Ufa. lotnictwo technologia Uniwersytet, 1994.

22. MYSHKIS A. D. Liniowe równania różniczkowe z opóźnionym argumentem. M.: 1972.

23. Nelepin R.A., Kamachkin A.M., Turkin I.I., Shamberov V.N. Synteza algorytmiczna nieliniowych układów sterowania. L.: Wydawnictwo Leningradzkiego Uniwersytetu Państwowego, 1990.

24. Nieczajew Yu.N. Prawa sterowania i charakterystyka elektrowni lotniczych. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1995.

25. Panteleev A.B., Yakimova A.S. Teoria funkcji zmiennej zespolonej i rachunek operacyjny w przykładach i zadaniach / Instruktaż. M.: Szkoła wyższa, 2001.

26. Prasol OB A.B. Analityczne i numeryczne metody badania procesów dynamicznych. SPb.: Wydawnictwo. Uniwersytet Państwowy w Petersburgu, 1995.

27. Sinyakov A.N. Automatyczne systemy sterowania samolotami i ich elektrowniami. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1991.

28. Sirotin S.A., Sokolov V.I., Sharov A.D. Automatyczne sterowanie silnikami lotniczymi. -M.: Inżynieria mechaniczna, 1991.

29. Skibin V.A., Pavlov Yu.I., Dobrovolsky V.I. i inne. Metody, przyrządy i sprzęt pomiarowy stosowane w badaniach laboratoryjnych silników lotniczych. M.: NIC CIAM: MSATU, 1996.

30. Solovyov E.V., Gladkova V.N., Akopova T.P. Badanie właściwości dynamicznych układów automatycznego sterowania napędem. M.: Wydawnictwo MAI, 1990.

31. Solntsev V.N. Matematyczne wsparcie zintegrowanych adaptacyjnych optymalnych systemów automatycznego sterowania dla zespołu samolotów zwrotnych „samolot elektrowni”. - M.: Radio i komunikacja, 1999.

32. Teoria automatycznego sterowania elektrowniami lotniczymi. Pod redakcją A. A. Szewjakowa. M.: Inżynieria mechaniczna, 1976.

33. Teoria i zastosowania układów dyskretnych. / Pod redakcją Kandydata nauk fizycznych i matematycznych M.K. Chirkova, kandydat nauk technicznych S.P. Maslova. Petersburg, Wydawnictwo Uniwersytetu Państwowego w Petersburgu, 1995.

34. Projektowanie i eksploatacja zespołów napędowych samolotów Ił-96-300, Tu-204, IŁ-114 / Pod red. Doktor nauk technicznych B.A. Sołowjowa. -M.: Transport, 1993.

35. Jugow O.K. Optymalna kontrola elektrownia lotnicza. -M. Inżynieria mechaniczna, 1978.

36.N.H. Jo, J. N. Seo. Podejście do linearyzacji wejścia i wyjścia w projektowaniu obserwatora stanu dla systemu nieliniowego // Transakcje IEEE w sterowaniu automatycznym. Tom 45. N. 12. 2000. P.2388-2393.

37. Hassan K. Khalil. Uniwersalne sterowniki całkowe dla systemów nieliniowych o minimalnej fazie // Transakcje IEEE dotyczące sterowania automatycznego. Tom 45. N. 3. 2000. P.490-494.

38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Modelowanie turbin gazowych w czasie rzeczywistym z optymalnym wygładzaniem // wstępne wydruki 11* zastosowań optymalizacji warsztatu kontroli IF AC. Tom. 1. Petersburg, 2000, s. 212-217.

39. Thomas J. Rodling. Zintegrowane systemy sterowania lotem // IEEE Aerospace and Electronic Systems. Tom 16. N. 5. 2001. S. 17-22.

Należy pamiętać, że teksty naukowe przedstawione powyżej zostały zamieszczone wyłącznie w celach informacyjnych i zostały uzyskane poprzez rozpoznawanie oryginalnego tekstu rozprawy doktorskiej (OCR). Dlatego mogą zawierać błędy związane z niedoskonałymi algorytmami rozpoznawania. W dostarczanych przez nas plikach PDF prac dyplomowych i abstraktów nie ma tego typu błędów.

Wynalazek dotyczy dziedziny budowy silników lotniczych i może być stosowany do testowania systemów elektronicznych (ACS) do automatycznego sterowania silnikami turbinowymi gazowymi (GTE) ze zintegrowaną jednostką sterującą (BVK). Istota wynalazku polega na tym, że testuje się BVK, symulując awarie elementów ACS według prawa rozkładu wykładniczego oraz awarie oprogramowania według prawa rozkładu normalnego, następnie określa się liczbę awarii zlokalizowanych przez BVK i współczynnik kompletności ustalana jest na podstawie ostatniej i całkowitej liczby kontroli awarii, gdyż stosunek awarii zlokalizowanych do całkowitej liczby awarii oraz charakterystyka niezawodności SPS jako całości są obliczane z uwzględnieniem tego współczynnika. Rezultatem technicznym wynalazku jest zwiększenie wydajności i wiarygodności badań dwukanałowych elektronicznych układów automatycznego sterowania silnikami turbogazowymi za pomocą BVK. 1 chory.

Rysunki do patentu RF 2351909

Wynalazek dotyczy dziedziny budowy silników lotniczych i może być stosowany do testowania systemów elektronicznych (ACS) do automatycznego sterowania silnikami turbinowymi gazowymi (GTE) ze zintegrowaną jednostką sterującą (BVK).

Znana jest metoda badania hydromechanicznego działa samobieżnego w celu określenia czasu pomiędzy awariami tego układu. Metoda polega na zainstalowaniu wiodącego egzemplarza działa samobieżnego na stanowisku analogowym silnika turbogazowego, podłączeniu symulatorów czujników i elementów wykonawczych silnika turbogazowego do działa samobieżnego, włączeniu napędu elektrycznego samobieżnego -pompy działa samobieżnego i testowanie działa samobieżnego przez okres czasu równy żywotności działa samobieżnego, rejestrując awarie powstałe w trakcie procesu testowania.

Wadą tej znanej metody jest to, że jest nieekonomiczna: koszty płacenia za energię elektryczną i materiały eksploatacyjne (nafta, woda, powietrze) są wysokie. wynagrodzenie personel konserwacyjny, niska wydajność.

Istotą techniczną najbliższą temu wynalazkowi jest sposób badania elektronicznego samobieżnego układu sterowania silnika turbogazowego, polegający na doświadczalnym określeniu awaryjności elementów układu sterowania i obliczeniu charakterystyk niezawodnościowych układu sterowania, biorąc pod uwagę pod uwagę liczbę awarii układu sterowania.

Wadą tej metody jest jej niska skuteczność w wyznaczaniu wskaźników niezawodności redundantnych (na przykład dwukanałowych) elektronicznych układów automatyki z rozwiniętym BVK, co zapewnia rekonfigurację układu automatyki w przypadku wystąpienia w nim awarii ze stopniową degradacją jakość sterowania silnikiem turbogazowym.

Celem wynalazku jest zwiększenie efektywności i wiarygodności testów.

Cel ten osiąga się poprzez to, że w metodzie badań dwukanałowego elektronicznego układu automatycznego sterowania (ACS) silnika turbogazowego (GTE) ze zintegrowaną jednostką sterującą (ICU), polegającą na doświadczalnym określeniu awaryjności silników elementów ACS i ICU oraz obliczenie charakterystyk niezawodnościowych ACS z uwzględnieniem liczby awarii ACS, dodatkowo przetestować BVK, symulując awarie elementów ACS według prawa rozkładu wykładniczego oraz awarie oprogramowania według prawa rozkładu normalnego, następnie określić liczbę awarii zlokalizowanych przez BVK i na podstawie ostatniej i całkowitej liczby awarii określić współczynnik kompletności testu, ponieważ obliczany jest stosunek awarii zlokalizowanych do całkowitej liczby awarii oraz charakterystyki niezawodnościowe SKR jako całości, biorąc pod uwagę uwzględnij ten współczynnik.

Rysunek przedstawia schemat urządzenia realizującego proponowaną metodę.

Urządzenie zawiera ustawiacz awarii 1, przetworniki odpowiednio 2 i 3 na sygnały elektryczne i hydrauliczne ustawiacza, główną część elektroniczną (EC) 4, wykonawczą część hydromechaniczną (HMC) 5 i BVK 6 ACS 7, komparatory 8 i 9 z pamięcią o dostępie swobodnym (RAM), licznikami 10, 11, 12, urządzeniem przetwarzającym 13, a także model silnika (MD) 14, z EC 4 na konwerterze 2 i GMC 5 na konwerterze 3 podłączonych do kontroler 1, wejście informacyjne komparatora 8 jest podłączone do wyjścia EC 4, a wejście sterujące jest do wejścia przetwornika 2, wejście informacyjne komparatora 9 jest podłączone do wyjścia GMCH 5, oraz wejście sterujące jest podłączone do wejścia przetwornika 3, wyjścia komparatorów 8 i 9 są podłączone do licznika 11, wyjście BVK 6 jest podłączone do licznika 10, wszystkie liczniki 10, 11, 12 są podłączone do urządzenie przetwarzające 13, wyjście ECH 4 jest podłączone do wejścia GMCH 5, a wyjście GMCH 5 jest podłączone do wejścia MD 14, wyjście MD 14 jest podłączone do wejścia ECH 4 z ACS7.

Urządzenie działa w następujący sposób.

Sterownik 1, wykonany np. w postaci komputera PC pracującego według programu zapewniającego, że sterownik 1 odtwarza awarie elementów ACS 7 zgodnie z prawem wykładniczym, a oprogramowanie zgodnie z prawami dystrybucji normalnej , poprzez konwertery 2 i 3, zasila symulowane awarie EC 4 i GMCH 5 ACS 7. Gdy na wyjściu sterownika 1 pojawi się sygnał awarii, jednostka jest wprowadzana do licznika 12 i na wyjściu konwertera 2 lub 3 w EC 4 lub GMCH 5 ACS 7 pojawia się imitacja awarii elementu lub oprogramowania. Na początku sygnału awarii funkcjonalność jest zapisywana w pamięci RAM komparatora 8 (lub 9) stanu wyjściowego Fi EC 4 (F1) lub GMCH 5 (F2) ACS 7.

EC 4 lub GMCH 5 ACS 7 wraz z MD 14 jako obiekt kontrolny reagują na symulowaną awarię. Jeżeli reakcja ACS 7 na symulowaną awarię doprowadzi do zmiany parametrów wyjściowych silnika turbogazowego (MD 14), to stan funkcjonalny F1 (lub F2) stanu wyjściowego przyjmuje nową wartość F1” (lub F2 „). W tym przypadku na wyjściu komparatora 8 (lub 9) pojawia się sygnał - oznaka awarii prowadzącej do zmiany parametrów wyjściowych silnika turbogazowego (MD 14). Sygnały te są zliczane przez licznik 11.

Jeżeli BVK 6 wykryje, zlokalizuje i zwalczy imitację awarii, na wyjściu BVK 6 pojawi się sygnał wykrytej i „neutralizowanej” awarii. Sygnały te są zliczane przez licznik 10.

Na koniec cyklu badawczego odczyty liczników 12 (całkowita liczba symulowanych awarii N), 11 (liczba awarii prowadzących do zmian parametrów silnika turbinowego N meas), 10 (liczba awarii zlokalizowanych przez BVK N lok ) przesyłane są do urządzenia przetwarzającego 13, gdzie określane są:

Współczynnik kompletności kontroli Kpk

współczynnik sprawdzenia kompletności skrzyni biegów

Następnie obliczane są charakterystyki niezawodnościowe ACS jako całości: czas pomiędzy awariami prowadzącymi do wyłączenia części elektronicznej SMA (Toech) oraz czas pomiędzy nieutrwaloną awarią ACS prowadzącą do dowolnej zmiany trybu pracy silnika turbogazowego (T.vd).

Wykorzystywane są w tym celu następujące zależności:

gdzie punkt kontrolny jest współczynnikiem kompletności weryfikacji,

Kpk – współczynnik kompletności kontroli,

Kvd – odsetek niekontrolowanych awarii prowadzących do wyłączenia silnika,

Sumaryczna awaryjność elementów jednego kanału części elektronicznej ACS:

m to liczba elementów działa samobieżnego.

W ten sposób zapewnione jest płynne przeniesienie kontroli z ER 2 do GMR 6, tj. poprawia jakość pracy dział samobieżnych, a w konsekwencji zwiększa niezawodność silnika turbogazowego i bezpieczeństwo samolotu.

Literatura

1. GOST 2343-79 „Niezawodność produktów sprzętu lotniczego”.

2. „Kompleksowe badania cyfrowych układów automatycznego sterowania silnikami turbogazowymi”, t.o. CIAM nr 10607, 1986

PRAWO

Metoda badań dwukanałowego elektronicznego układu automatycznego sterowania (ACS) silnika turbogazowego (GTE) ze zintegrowaną jednostką sterującą (ICU), polegająca na doświadczalnym określeniu awaryjności elementów ACS i ICU oraz obliczeniu niezawodności charakterystykę ACS uwzględniającą liczbę awarii ACS, charakteryzującą się tym, że BVK dodatkowo testuje, symulując awarie elementów ACS według prawa rozkładu wykładniczego oraz awarie oprogramowania według prawa rozkładu normalnego, to liczba określa się awarie zlokalizowane przez BVK, a na podstawie ostatniej i całkowitej liczby awarii wyznacza się współczynnik kompletności testu jako stosunek awarii zlokalizowanych do całkowitej liczby awarii i oblicza się charakterystyki niezawodności ACS jako całości, biorąc pod uwagę ten współczynnik.

WSTĘP

W ciągu sześćdziesięciu lat rozwoju silniki turbinowe (GTE) stały się głównym typem silników dla nowoczesnych samolotów lotnictwa cywilnego. Silniki turbinowe gazowe są klasycznym przykładem złożonego urządzenia, którego części pracują przez długi czas w warunkach wysokich temperatur i obciążeń mechanicznych. Wysoce wydajna i niezawodna praca lotniczych turbin gazowych elektrowni nowoczesnych samolotów jest niemożliwa bez zastosowania specjalnych systemów automatycznego sterowania (ACS). Niezwykle ważne jest monitorowanie i zarządzanie parametrami pracy silnika, aby zapewnić wysoką niezawodność i długą żywotność. Dlatego wybór automatycznego układu sterowania silnikiem odgrywa ogromną rolę.

Obecnie na świecie szeroko stosowane są samoloty, na których instalowane są silniki V generacji, wyposażone w najnowocześniejsze systemy automatycznego sterowania takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechaniczne działa samobieżne instalowano w lotniczych silnikach turbinowych pierwszej generacji.

Układy hydromechaniczne przeszły długą drogę rozwoju i udoskonalania, począwszy od najprostszych, polegających na sterowaniu dopływem paliwa do komory spalania (CC) poprzez otwieranie/zamykanie zaworu odcinającego (zaworu), aż po nowoczesne hydroelektroniczne, w w którym wszystkie główne funkcje sterujące realizowane są za pomocą mierników hydromechanicznych – urządzeń decyzyjnych, a jedynie do realizacji niektórych funkcji (ograniczenie temperatury gazu, prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki itp.) wykorzystywane są regulatory elektroniczne. Jednak teraz to nie wystarczy. Aby spełnić wysokie wymagania dotyczące bezpieczeństwa i wydajności lotu, konieczne jest stworzenie układów w pełni elektronicznych, w których wszystkie funkcje sterujące realizowane są drogą elektroniczną, a siłowniki mogą być hydromechaniczne lub pneumatyczne. Takie działa samobieżne są w stanie nie tylko monitorować dużą liczbę parametrów silnika, ale także monitorować ich trendy, zarządzać nimi, a tym samym, zgodnie z ustalonymi programami, ustawiać silnik w odpowiednie tryby pracy i współdziałać z systemami statku powietrznego, aby osiągnąć maksymalna wydajność. Do takich systemów należy działo samobieżne FADEC.

Dokładne przestudiowanie konstrukcji i działania automatycznych układów sterowania lotniczych silników turbinowych jest warunkiem niezbędnym do prawidłowej oceny stanu technicznego (diagnostyki) układu sterowania i ich poszczególnych elementów, a także bezpiecznej eksploatacji automatyki ogólnie systemy sterowania dla lotniczych elektrowni z turbiną gazową.

OGÓLNE INFORMACJE O AUTOMATYCZNYCH SYSTEMACH STEROWANIA DLA LOTNICTWA GTE

Cel automatycznych układów sterowania

zarządzanie paliwem silnika turbinowego gazowego

Działo samobieżne przeznaczone jest do (rys. 1):

Sterowanie uruchamianiem i wyłączaniem silnika;

Kontrola trybu pracy silnika;

Zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i komory spalania (CC) silnika w trybach ustalonych i przejściowych;

Zapobieganie przekroczeniu parametrów silnika w maksymalnych dopuszczalnych granicach;

Zapewnienie wymiany informacji z systemami statku powietrznego;

Zintegrowane sterowanie silnikiem w ramach zespołu napędowego statku powietrznego za pomocą poleceń z systemu sterowania statkiem powietrznym;

Zapewnienie kontroli nad przydatnością elementów ACS;

Monitoring eksploatacyjny i diagnozowanie stanu silnika (z połączonym układem automatycznego sterowania i układem sterowania);

Przygotowywanie i dostarczanie informacji o stanie silnika do systemu rejestracji.

Zapewnia kontrolę nad uruchamianiem i wyłączaniem silnika. Podczas uruchamiania działo samobieżne spełnia następujące funkcje:

Steruje dopływem paliwa do CS, łopatką kierującą (VA) i obejściami powietrza;

Steruje urządzeniem rozruchowym i jednostkami zapłonowymi;

Chroni silnik podczas przepięć, awarii sprężarki i przegrzania turbiny;

Chroni urządzenie rozruchowe przed przekroczeniem prędkości maksymalnej.

Ryż. 1.

Samobieżny układ sterowania zapewnia wyłączenie silnika z dowolnego trybu pracy na polecenie pilota lub automatycznie po osiągnięciu parametrów granicznych oraz krótkotrwałe przerwanie dopływu paliwa do głównej sprężarki w przypadku utraty dynamiki gazowej stabilność sprężarki (GDU).

Sterowanie trybem pracy silnika. Sterowanie odbywa się według poleceń pilota, zgodnie z określonymi programami sterowania. Czynnością kontrolną jest zużycie paliwa w tłoczni. Podczas kontroli utrzymywany jest zadany parametr regulacji, uwzględniający parametry powietrza na wlocie do silnika oraz parametry wewnątrzsilnikowe. W wielosprzężonych układach sterowania można również sterować geometrią części przepływowej w celu wdrożenia optymalnego i adaptacyjnego sterowania w celu zapewnienia maksymalnej wydajności kompleksu „CS – samolot”.

Zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i stacji sprężarek silnika w stanach ustalonych i przejściowych. Dla stabilnej pracy kompresora i kompresora, automatyczna kontrola programowa dopływu paliwa do komory spalania w stanach przejściowych, sterowanie zaworami obejściowymi powietrza ze sprężarki lub za sprężarką, kontrola kąta ustawienia łopatek obrotowych BHA i HA sprężarki. Sterowanie zapewnia przepływ linii trybów pracy z wystarczającym marginesem stabilności dynamicznej gazu sprężarki (wentylator, stopnie wspomagające, pompa ciśnieniowa i wzrost ciśnienia). Aby zapobiec przekroczeniu parametrów w przypadku utraty GDU sprężarki, stosuje się systemy przeciwprzepięciowe i zapobiegające utknięciu.

Zapobieganie przekroczeniu parametrów silnika w maksymalnych dopuszczalnych granicach. Przez maksymalne dopuszczalne parametry rozumie się maksymalne możliwe parametry silnika, ograniczone warunkami spełnienia charakterystyki przepustnicy i wysokościowo-prędkościowej. Długotrwała praca w trybach o maksymalnych dopuszczalnych parametrach nie powinna prowadzić do zniszczenia części silnika. W zależności od konstrukcji silnika, automatycznie ograniczane są:

Maksymalna dopuszczalna prędkość wirników silnika;

Maksymalne dopuszczalne ciśnienie powietrza za sprężarką;

Maksymalna temperatura gazu za turbiną;

Maksymalna temperatura materiału łopatek turbiny;

Minimalne i maksymalne zużycie paliwa w tłoczni;

Maksymalna dopuszczalna prędkość obrotowa turbiny urządzenia rozruchowego.

Jeżeli turbina zacznie się obracać w momencie pęknięcia jej wału, silnik zostanie automatycznie wyłączony z maksymalną możliwą prędkością obrotową zaworu odcinającego paliwo w komorze spalania. Można zastosować czujnik elektroniczny wykrywający przekroczenie progowej prędkości obrotowej lub urządzenie mechaniczne wykrywające wzajemne przemieszczenie obwodowe wałów sprężarki i turbiny i ustalające moment pęknięcia wału powodujący wyłączenie dopływu paliwa. W tym przypadku urządzenia sterujące mogą być elektroniczne, elektromechaniczne lub mechaniczne.

Konstrukcja ACS musi przewidywać ponadsystemowe środki ochrony silnika przed zniszczeniem w przypadku osiągnięcia parametrów granicznych w przypadku awarii głównych kanałów sterujących ACS. Można zastosować oddzielny moduł, który po osiągnięciu maksymalnej wartości powyższego systemowego ograniczenia któregokolwiek z parametrów, przy maksymalnej prędkości, wydaje polecenie odcięcia dopływu paliwa w CS.

Wymiana informacji z systemami statku powietrznego. Wymiana informacji odbywa się poprzez szeregowe i równoległe kanały wymiany informacji.

Dostarczanie informacji do urządzeń kontrolnych, testujących i regulujących. Aby określić stan użytkowy części elektronicznej ACS, rozwiązywanie problemów i regulację operacyjną jednostek elektronicznych, zestaw akcesoriów silnika zawiera specjalny panel sterowania, testowania i regulacji. Pilot służy do operacji naziemnych, a w niektórych systemach jest montowany na pokładzie samolotu. Wymiana informacji pomiędzy ACS-em a konsolą odbywa się za pomocą kodowanych linii komunikacyjnych za pośrednictwem specjalnie podłączonego kabla.

Zintegrowane sterowanie silnikiem jako część systemu sterowania statkiem powietrznym z wykorzystaniem poleceń z systemu sterowania statkiem powietrznym. Aby uzyskać maksymalną wydajność silnika i samolotu jako całości, zintegrowane jest sterowanie silnikiem i innymi układami sterowania. Systemy sterowania integrowane są w oparciu o cyfrowe systemy komputerowe pokładowe, zintegrowane z kompleksowym systemem sterowania pokładowego. Zintegrowane sterowanie odbywa się poprzez dostosowanie programów sterujących silnikiem z układu sterowania, wydawanie parametrów silnika w celu sterowania dolotem powietrza (AI). Na sygnał z samobieżnego układu sterowania VZ wydawane są polecenia ustawienia elementów mechanizacji silnika w położenie zwiększające rezerwy zespołu turbiny gazowej kompresorowej. Aby zapobiec zakłóceniom w sterowanym statku powietrznym w przypadku zmiany trybu lotu, tryb pracy silnika jest odpowiednio dostosowywany lub ustalany.

Monitorowanie przydatności elementów ACS. W elektronicznej części silnika ACS sprawność elementów ACS jest automatycznie monitorowana. W przypadku awarii elementów ACS, informacja o usterkach przekazywana jest do systemu sterowania statkiem powietrznym. Programy sterujące i struktura części elektronicznej ACS są rekonfigurowane w celu utrzymania ich funkcjonalności.

Monitoring eksploatacyjny i diagnostyka stanu silnika. ACS zintegrowany z systemem sterowania realizuje dodatkowo następujące funkcje:

Odbiór sygnałów z czujników i alarmów silnika i statku powietrznego, ich filtrowanie, przetwarzanie i przesyłanie do wyświetlaczy pokładowych, rejestracji i innych systemów statku powietrznego, konwersja parametrów analogowych i dyskretnych;

Kontrola tolerancji mierzonych parametrów;

Monitorowanie parametrów ciągu silnika podczas startu;

Monitorowanie pracy mechanizacji sprężarek;

Monitorowanie położenia elementów urządzenia nawrotnego przy ciągu do przodu i do tyłu;

Obliczanie i przechowywanie informacji o godzinach pracy silnika;

Monitorowanie godzinowego zużycia i poziomu oleju podczas tankowania;

Monitorowanie czasu rozruchu silnika i dobiegu wirników LPC i HPC podczas wyłączania;

Monitorowanie układów dolotowych powietrza i układów chłodzenia turbin;

Kontrola wibracji elementów silnika;

Analiza tendencji zmian głównych parametrów silnika w stanie ustalonym.

Na ryc. Na rys. 2 schematycznie przedstawiono skład zespołów automatycznego układu sterowania silnikiem turbowentylatorowym.

Biorąc pod uwagę obecnie osiągany poziom parametrów procesów eksploatacyjnych lotniczych silników turbinowych, dalsze doskonalenie charakterystyk elektrowni wiąże się z poszukiwaniem nowych metod sterowania, z integracją systemów sterowania samobieżnych w jednolity system sterowania statkiem powietrznym i silnikiem. oraz ich wspólną kontrolę w zależności od trybu i etapu lotu. Takie podejście staje się możliwe wraz z przejściem na elektroniczne, cyfrowe systemy sterowania silnikiem, takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), czyli tzw. do systemów, w których elektronika steruje silnikiem na wszystkich etapach i trybach lotu (systemy z pełną odpowiedzialnością).

Zalety cyfrowego systemu sterowania z pełną odpowiedzialnością w porównaniu z hydromechanicznym systemem sterowania są oczywiste:

System FADEC posiada dwa niezależne kanały sterujące, co znacząco zwiększa jego niezawodność, eliminuje konieczność stosowania wielokrotnych redundancji oraz zmniejsza jego wagę;

Ryż. 2.

System FADEC zapewnia automatyczny rozruch, pracę w warunkach ustalonych, ograniczenie temperatury gazu i prędkości obrotowej, rozruch po zgaśnięciu komory spalania, zabezpieczenie przeciwprzepięciowe na skutek krótkotrwałego ograniczenia dopływu paliwa, działa w oparciu o różnego rodzaju dane pochodzące z czujników;

System FADEC jest bardziej elastyczny, ponieważ... liczbę i charakter pełnionych funkcji można zwiększać i zmieniać poprzez wprowadzanie nowych lub dostosowywanie istniejących programów zarządzania;

System FADEC znacząco odciąża załogę i pozwala na wykorzystanie szeroko stosowanej technologii sterowania samolotami typu fly-by-wire;

Funkcje FADEC obejmują monitorowanie stanu silnika, diagnostykę usterek i informacje o konserwacji całego układu napędowego. Wibracje, osiągi, temperatura, zachowanie układu paliwowego i olejowego to jedne z wielu aspektów operacyjnych, które można monitorować w celu zapewnienia bezpieczeństwa, skutecznej kontroli żywotności i obniżonych kosztów konserwacji;

System FADEC zapewnia rejestrację godzin pracy silnika i uszkodzeń jego głównych podzespołów, automonitoring naziemny i podróżny z zapisem wyników w pamięci nieulotnej;

W przypadku systemu FADEC nie ma konieczności dokonywania regulacji i kontroli silnika po wymianie któregokolwiek jego elementu.

System FADEC także:

Kontroluje przyczepność w dwóch trybach: ręcznym i automatycznym;

Kontroluje zużycie paliwa;

Zapewnia optymalne warunki pracy poprzez kontrolowanie przepływu powietrza wzdłuż ścieżki silnika i regulację szczeliny za łopatkami silnika turbinowego;

Kontroluje temperaturę oleju zintegrowanego generatora napędowego;

Zapewnia zgodność z ograniczeniami dotyczącymi eksploatacji układu odwracacza ciągu na ziemi.

Na ryc. 3 wyraźnie ukazuje szeroki zakres funkcji, jakie pełnią działa samobieżne FADEC.

W Rosji opracowywane są działa samobieżne tego typu do modyfikacji silników AL-31F, PS-90A i wielu innych produktów.

Ryż. 3. Cel cyfrowego układu sterowania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

Wyślij swoją dobrą pracę do bazy wiedzy jest prosta. Skorzystaj z poniższego formularza

Studenci, doktoranci, młodzi naukowcy, którzy wykorzystują bazę wiedzy w swoich studiach i pracy, będą Państwu bardzo wdzięczni.

Opublikowano na http://www.allbest.ru/

SKRÓTY KONWENCJONALNE

Klimatyzacja - system automatyczny

AD - silnik lotniczy

VZ - wlot powietrza

VNA - wejściowa łopatka kierująca

VS - samolot

HP - wysokie ciśnienie

GDU - stabilność dynamiczna gazu

GTE - silnik turbinowy gazowy

DI - igła dozująca

HPC - sprężarka wysokociśnieniowa

LPC - sprężarka niskociśnieniowa

NA - łopatka kierująca

ND - niskie ciśnienie

Dźwignia ciągu - dźwignia sterowania silnikiem

SAU - automatyczny system sterowania

SU - elektrownia

TVD - silnik turbośmigłowy; turbina wysokiego ciśnienia

LPT - turbina niskiego ciśnienia

Turbofan - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy

TRDDF - dwuobwodowy silnik turboodrzutowy z dopalaczem

TO - obsługa techniczna

CPU - jednostka centralna

ACU - jednostka sterująca siłownika - jednostka sterująca napędem

AFDX - format magistrali danych

ARINC 429 – format danych magistrali cyfrowej

DEC/DECU – cyfrowa elektroniczna jednostka sterująca – cyfrowa jednostka sterująca silnikiem

EEC - elektroniczne sterowanie silnikiem - elektroniczny układ sterowania silnikiem; regulator elektroniczny

EMU - jednostka monitorująca silnik - jednostka sterująca silnika

EOSU - elektroniczny moduł zabezpieczenia przed przekroczeniem prędkości obrotowej - moduł zabezpieczenia przed przekroczeniem prędkości obrotowej silnika

ETRAS - elektromechaniczny układ uruchamiania odwracacza ciągu - układ napędowy elektromechanicznego urządzenia odwracającego ciąg

FADEC - pełnoprawne cyfrowe sterowanie elektroniczne - elektroniczny system sterowania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

FCU - jednostka sterująca paliwem - regulator zasilania paliwem

FMS - sekcja pomiaru paliwa - część pomiarowa

FMU - jednostka dozująca paliwo - urządzenie dozujące paliwo

N1 - prędkość wirnika niskiego ciśnienia

N2 - prędkość wirnika wysokiego ciśnienia

ODMS - czujnik magnetyczny zanieczyszczeń olejowych - czujnik do wykrywania cząstek metali w oleju

SAV - zawór powietrza rozrusznika - zawór powietrza rozrusznika

VMU - jednostka pomiaru drgań - urządzenie do pomiaru drgań

WSTĘP

1. Ogólne informacje o układach automatycznego sterowania lotniczych silników turbinowych

2. Schematy gazodynamiczne silników turbinowych

2.2 Sterowanie silnikiem

3. Układy kontroli paliwa

3.1 Główny regulator przepływu paliwa

3.2 Uproszczony schemat zarządzania paliwem

3.3 Hydropneumatyczne układy kontroli paliwa, silnik turbośmigłowy PT6

3.4 System zarządzania paliwem Bendix DP-L2

3.5 Elektroniczny system programowania paliwa

3.6 Sterowanie mocą i programowanie paliwa (CFM56-7B)

3.7 System zarządzania paliwem APU

3.8 Konfiguracja systemu zarządzania paliwem

4. Automatyczny system sterowania

4.1 Część główna

4.2 Opis i działanie

4.3 System zarządzania paliwem

4.4 System wyświetlania zużycia paliwa

Wykaz używanej literatury

WSTĘP

W ciągu sześćdziesięciu lat rozwoju silniki turbinowe (GTE) stały się głównym typem silników dla nowoczesnych samolotów lotnictwa cywilnego. Silniki turbinowe gazowe są klasycznym przykładem złożonego urządzenia, którego części pracują przez długi czas w warunkach wysokich temperatur i obciążeń mechanicznych. Wysoce wydajna i niezawodna praca lotniczych turbin gazowych elektrowni nowoczesnych samolotów jest niemożliwa bez zastosowania specjalnych systemów automatycznego sterowania (ACS). Niezwykle ważne jest monitorowanie i zarządzanie parametrami pracy silnika, aby zapewnić wysoką niezawodność i długą żywotność. Dlatego wybór automatycznego układu sterowania silnikiem odgrywa ogromną rolę.

Obecnie na świecie szeroko stosowane są samoloty, na których instalowane są silniki V generacji, wyposażone w najnowocześniejsze systemy automatycznego sterowania takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). Hydromechaniczne działa samobieżne instalowano w lotniczych silnikach turbinowych pierwszej generacji.

Układy hydromechaniczne przeszły długą drogę rozwoju i udoskonalania, począwszy od najprostszych, polegających na sterowaniu dopływem paliwa do komory spalania (CC) poprzez otwieranie/zamykanie zaworu odcinającego (zaworu), aż po nowoczesne hydroelektroniczne, w w którym wszystkie główne funkcje sterujące realizowane są za pomocą mierników hydromechanicznych – urządzeń decyzyjnych, a jedynie do realizacji niektórych funkcji (ograniczenie temperatury gazu, prędkości obrotowej wirnika turbosprężarki itp.) wykorzystywane są regulatory elektroniczne. Jednak teraz to nie wystarczy. Aby spełnić wysokie wymagania dotyczące bezpieczeństwa i wydajności lotu, konieczne jest stworzenie układów w pełni elektronicznych, w których wszystkie funkcje sterujące realizowane są drogą elektroniczną, a siłowniki mogą być hydromechaniczne lub pneumatyczne. Takie działa samobieżne są w stanie nie tylko monitorować dużą liczbę parametrów silnika, ale także monitorować ich trendy, zarządzać nimi, a tym samym, zgodnie z ustalonymi programami, ustawiać silnik w odpowiednie tryby pracy i współdziałać z systemami statku powietrznego, aby osiągnąć maksymalna wydajność. Do takich systemów należy działo samobieżne FADEC.

Dokładne przestudiowanie konstrukcji i działania automatycznych układów sterowania lotniczych silników turbinowych jest warunkiem niezbędnym do prawidłowej oceny stanu technicznego (diagnostyki) układu sterowania i ich poszczególnych elementów, a także bezpiecznej eksploatacji automatyki ogólnie systemy sterowania dla lotniczych elektrowni z turbiną gazową.

1. OGÓLNE INFORMACJE O AUTOMATYCZNYCH SYSTEMACH STEROWANIA DLA LOTNICTWA GTE

1.1 Cel automatycznych systemów sterowania

zarządzanie paliwem silnika turbinowego gazowego

Działo samobieżne przeznaczone jest do (rys. 1):

- kontrola uruchamiania i wyłączania silnika;

- kontrola trybu pracy silnika;

- zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i komory spalania (CC) silnika w stanach ustalonych i przejściowych;

- niedopuszczenie do przekroczenia przez parametry silnika maksymalnych dopuszczalnych wartości granicznych;

- zapewnienie wymiany informacji z systemami statku powietrznego;

- zintegrowane sterowanie silnikiem w ramach zespołu napędowego statku powietrznego według poleceń z systemu sterowania statkiem powietrznym;

- zapewnienie kontroli przydatności elementów ACS;

- monitorowanie eksploatacyjne i diagnostyka stanu silnika (z połączonym układem automatycznego sterowania i układem sterowania);

- przygotowanie i przekazanie informacji o stanie silnika do systemu rejestracyjnego.

Zapewnia kontrolę nad uruchamianiem i wyłączaniem silnika. Podczas uruchamiania działo samobieżne spełnia następujące funkcje:

- steruje dopływem paliwa do CS, łopatki kierującej (VA) i obejścia powietrza;

- steruje urządzeniem rozruchowym i jednostkami zapłonowymi;

- chroni silnik podczas przepięć, awarii sprężarki i przegrzania turbiny;

- zabezpiecza urządzenie rozruchowe przed przekroczeniem maksymalnej prędkości obrotowej.

Ryż. 1. Cel układu automatycznego sterowania silnikiem

Samobieżny układ sterowania zapewnia wyłączenie silnika z dowolnego trybu pracy na polecenie pilota lub automatycznie po osiągnięciu parametrów granicznych oraz krótkotrwałe przerwanie dopływu paliwa do głównej sprężarki w przypadku utraty dynamiki gazowej stabilność sprężarki (GDU).

Sterowanie trybem pracy silnika. Sterowanie odbywa się według poleceń pilota, zgodnie z określonymi programami sterowania. Czynnością kontrolną jest zużycie paliwa w tłoczni. Podczas kontroli utrzymywany jest zadany parametr regulacji, uwzględniający parametry powietrza na wlocie do silnika oraz parametry wewnątrzsilnikowe. W wielosprzężonych układach sterowania można również sterować geometrią części przepływowej w celu wdrożenia optymalnego i adaptacyjnego sterowania w celu zapewnienia maksymalnej wydajności kompleksu „CS – samolot”.

Zapewnienie stabilnej pracy sprężarki i stacji sprężarek silnika w stanach ustalonych i przejściowych. Dla stabilnej pracy kompresora i kompresora, automatyczna kontrola programowa dopływu paliwa do komory spalania w stanach przejściowych, sterowanie zaworami obejściowymi powietrza ze sprężarki lub za sprężarką, kontrola kąta ustawienia łopatek obrotowych BHA i HA sprężarki. Sterowanie zapewnia przepływ linii trybów pracy z wystarczającym marginesem stabilności dynamicznej gazu sprężarki (wentylator, stopnie wspomagające, pompa ciśnieniowa i wzrost ciśnienia). Aby zapobiec przekroczeniu parametrów w przypadku utraty GDU sprężarki, stosuje się systemy przeciwprzepięciowe i zapobiegające utknięciu.

Zapobieganie przekroczeniu parametrów silnika w maksymalnych dopuszczalnych granicach. Przez maksymalne dopuszczalne parametry rozumie się maksymalne możliwe parametry silnika, ograniczone warunkami spełnienia charakterystyki przepustnicy i wysokościowo-prędkościowej. Długotrwała praca w trybach o maksymalnych dopuszczalnych parametrach nie powinna prowadzić do zniszczenia części silnika. W zależności od konstrukcji silnika, automatycznie ograniczane są:

- maksymalna dopuszczalna prędkość obrotowa wirników silnika;

- maksymalne dopuszczalne ciśnienie powietrza za sprężarką;

- maksymalna temperatura gazu za turbiną;

- maksymalna temperatura materiału łopatki turbiny;

- minimalne i maksymalne zużycie paliwa w tłoczni;

- maksymalna dopuszczalna prędkość obrotowa turbiny urządzenia rozruchowego.

Jeżeli turbina zacznie się obracać w momencie pęknięcia jej wału, silnik zostanie automatycznie wyłączony z maksymalną możliwą prędkością obrotową zaworu odcinającego paliwo w komorze spalania. Można zastosować czujnik elektroniczny wykrywający przekroczenie progowej prędkości obrotowej lub urządzenie mechaniczne wykrywające wzajemne przemieszczenie obwodowe wałów sprężarki i turbiny i ustalające moment pęknięcia wału powodujący wyłączenie dopływu paliwa. W tym przypadku urządzenia sterujące mogą być elektroniczne, elektromechaniczne lub mechaniczne.

Konstrukcja ACS musi przewidywać ponadsystemowe środki ochrony silnika przed zniszczeniem w przypadku osiągnięcia parametrów granicznych w przypadku awarii głównych kanałów sterujących ACS. Można zastosować oddzielny moduł, który po osiągnięciu maksymalnej wartości powyższego systemowego ograniczenia któregokolwiek z parametrów, przy maksymalnej prędkości, wydaje polecenie odcięcia dopływu paliwa w CS.

Wymiana informacji z systemami statku powietrznego. Wymiana informacji odbywa się poprzez szeregowe i równoległe kanały wymiany informacji.

Dostarczanie informacji do urządzeń kontrolnych, testujących i regulujących. Aby określić stan użytkowy części elektronicznej ACS, rozwiązywanie problemów i regulację operacyjną jednostek elektronicznych, zestaw akcesoriów silnika zawiera specjalny panel sterowania, testowania i regulacji. Pilot służy do operacji naziemnych, a w niektórych systemach jest montowany na pokładzie samolotu. Wymiana informacji pomiędzy ACS-em a konsolą odbywa się za pomocą kodowanych linii komunikacyjnych za pośrednictwem specjalnie podłączonego kabla.

Zintegrowane sterowanie silnikiem jako część systemu sterowania statkiem powietrznym z wykorzystaniem poleceń z systemu sterowania statkiem powietrznym. Aby uzyskać maksymalną wydajność silnika i samolotu jako całości, zintegrowane jest sterowanie silnikiem i innymi układami sterowania. Systemy sterowania integrowane są w oparciu o cyfrowe systemy komputerowe pokładowe, zintegrowane z kompleksowym systemem sterowania pokładowego. Zintegrowane sterowanie odbywa się poprzez dostosowanie programów sterujących silnikiem z układu sterowania, wydawanie parametrów silnika w celu sterowania dolotem powietrza (AI). Na sygnał z samobieżnego układu sterowania VZ wydawane są polecenia ustawienia elementów mechanizacji silnika w położenie zwiększające rezerwy zespołu turbiny gazowej kompresorowej. Aby zapobiec zakłóceniom w sterowanym statku powietrznym w przypadku zmiany trybu lotu, tryb pracy silnika jest odpowiednio dostosowywany lub ustalany.

Monitorowanie przydatności elementów ACS. W elektronicznej części silnika ACS sprawność elementów ACS jest automatycznie monitorowana. W przypadku awarii elementów ACS, informacja o usterkach przekazywana jest do systemu sterowania statkiem powietrznym. Programy sterujące i struktura części elektronicznej ACS są rekonfigurowane w celu utrzymania ich funkcjonalności.

Monitoring eksploatacyjny i diagnostyka stanu silnika. ACS zintegrowany z systemem sterowania realizuje dodatkowo następujące funkcje:

- odbieranie sygnałów z czujników i alarmów silnika i statku powietrznego, ich filtrowanie, przetwarzanie i wyprowadzanie na wyświetlacze pokładowe, systemy rejestracyjne i inne systemy statku powietrznego, konwersję parametrów analogowych i dyskretnych;

- kontrola tolerancji mierzonych parametrów;

- kontrola parametrów ciągu silnika podczas startu;

- monitorowanie pracy mechanizacji sprężarek;

- kontrola położenia elementów urządzenia nawrotnego przy ciągu do przodu i do tyłu;

- obliczanie i przechowywanie informacji o godzinach pracy silnika;

- kontrola godzinowego zużycia i poziomu oleju podczas tankowania;

- kontrola czasu rozruchu silnika i wybiegu wirników LPC i HPC podczas postoju;

- sterowanie układami dolotowymi powietrza i układami chłodzenia turbin;

- kontrola drgań elementów silnika;

- analiza tendencji zmian głównych parametrów silnika w stanie ustalonym.

Na ryc. Na rys. 2 schematycznie przedstawiono skład zespołów automatycznego układu sterowania silnikiem turbowentylatorowym.

Biorąc pod uwagę obecnie osiągany poziom parametrów procesów eksploatacyjnych lotniczych silników turbinowych, dalsze doskonalenie charakterystyk elektrowni wiąże się z poszukiwaniem nowych metod sterowania, z integracją systemów sterowania samobieżnych w jednolity system sterowania statkiem powietrznym i silnikiem. oraz ich wspólną kontrolę w zależności od trybu i etapu lotu. Takie podejście staje się możliwe wraz z przejściem na elektroniczne, cyfrowe systemy sterowania silnikiem, takie jak FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), czyli tzw. do systemów, w których elektronika steruje silnikiem na wszystkich etapach i trybach lotu (systemy z pełną odpowiedzialnością).

Zalety cyfrowego systemu sterowania z pełną odpowiedzialnością w porównaniu z hydromechanicznym systemem sterowania są oczywiste:

- system FADEC posiada dwa niezależne kanały sterujące, co znacznie zwiększa jego niezawodność i eliminuje konieczność stosowania wielokrotnych redundancji, zmniejszając jego wagę;

Ryż. 2. Skład zespołów układu automatycznego sterowania, monitorowania i zasilania paliwem silnika turbowentylatorowego

- system FADEC zapewnia automatyczny rozruch, pracę w stanach ustalonych, ograniczenie temperatury gazu i prędkości obrotowej, rozruch po zgaśnięciu komory spalania, zabezpieczenie przeciwprzepięciowe na skutek krótkotrwałego ograniczenia dopływu paliwa, działa w oparciu o różnego rodzaju dane otrzymywane z czujników;

- system FADEC ma większą elastyczność, ponieważ liczbę i charakter pełnionych funkcji można zwiększać i zmieniać poprzez wprowadzanie nowych lub dostosowywanie istniejących programów zarządzania;

- system FADEC znacząco odciąża załogę i zapewnia wykorzystanie powszechnie stosowanej technologii sterowania samolotami typu fly-by-wire;

Funkcje FADEC obejmują monitorowanie stanu silnika, diagnostykę usterek i informacje o konserwacji całego układu napędowego. Wibracje, osiągi, temperatura, zachowanie układu paliwowego i olejowego to jedne z wielu aspektów operacyjnych, które można monitorować w celu zapewnienia bezpieczeństwa, skutecznej kontroli żywotności i obniżonych kosztów konserwacji;

- system FADEC zapewnia rejestrację godzin pracy silnika i uszkodzeń jego głównych podzespołów, automonitoring naziemny i podróżny z zapisem wyników w pamięci nieulotnej;

- dla systemu FADEC nie ma konieczności regulacji i kontroli silnika po wymianie któregokolwiek jego elementu.

System FADEC także:

- steruje trakcją w dwóch trybach: ręcznym i automatycznym;

- kontroluje zużycie paliwa;

- zapewnia optymalne tryby pracy poprzez kontrolowanie przepływu powietrza wzdłuż ścieżki silnika i regulację szczeliny za łopatkami silnika turbinowego;

- kontroluje temperaturę oleju zintegrowanego generatora napędowego;

- zapewnia przestrzeganie ograniczeń w działaniu układu odwrotnego ciągu na ziemi.

Na ryc. 3 wyraźnie ukazuje szeroki zakres funkcji, jakie pełnią działa samobieżne FADEC.

W Rosji opracowywane są działa samobieżne tego typu do modyfikacji silników AL-31F, PS-90A i wielu innych produktów.

Ryż. 3. Cel cyfrowego układu sterowania silnikiem z pełną odpowiedzialnością

1.2 Problemy pojawiające się podczas eksploatacji układów automatycznego sterowania silnikiem typu FADEC

Należy zaznaczyć, że w związku z bardziej dynamicznym rozwojem elektroniki i informatyki za granicą, wiele firm zajmujących się produkcją dział samobieżnych rozważało w połowie lat 80-tych przejście na systemy typu FADEC. Niektóre aspekty tego zagadnienia i problemów z nim związanych zostały nakreślone w raportach NASA i szeregu periodyków. Podają one jednak jedynie ogólne postanowienia i wskazują główne zalety elektronicznych, cyfrowych dział samobieżnych. Nie opublikowano problemów pojawiających się podczas przechodzenia na systemy elektroniczne, sposobów ich rozwiązywania oraz zagadnień związanych z zapewnieniem wymaganych wskaźników systemów automatycznego sterowania.

Obecnie jednym z najpilniejszych wyzwań dla dział samobieżnych budowanych w oparciu o elektroniczne układy cyfrowe jest zadanie zapewnienia wymaganego poziomu niezawodności. Wynika to przede wszystkim z niewystarczającego doświadczenia w tworzeniu i eksploatacji tego typu systemów.

Znane są przypadki awarii dział samobieżnych FADEC w zagranicznych lotniczych silnikach turbinowych z podobnych przyczyn. Przykładowo w działach samobieżnych FADEC zamontowanych na turbowentylatorach Rolls-Royce AE3007A i AE3007C zarejestrowano awarie tranzystorów, które mogły powodować awarie w locie tych silników stosowanych w samolotach dwusilnikowych.

Dla silnika turbowentylatorowego AS900 zaistniała potrzeba wdrożenia programu, który automatycznie ograniczałby parametry w celu poprawy niezawodności systemu FADEC, a także zapobiegał, wykrywał i przywracał normalną pracę po przepięciach i utykach. Silnik turbowentylatorowy AS900 został także wyposażony w zabezpieczenie przed przekroczeniem prędkości obrotowej, podwójne złącza do przesyłania danych do czujników parametrów krytycznych za pomocą magistrali oraz sygnały dyskretne zgodnie ze standardem ARINK 429.

Specjaliści zajmujący się opracowywaniem i wdrażaniem dział samobieżnych FADEC odkryli wiele błędów logicznych, których naprawienie wymagało znacznych nakładów finansowych. Ustalili jednak, że w przyszłości dzięki udoskonaleniu systemu FADEC możliwe stanie się przewidywanie żywotności wszystkich elementów silnika. Umożliwi to zdalne monitorowanie flot samolotów z centralnej lokalizacji w dowolnym miejscu na świecie.

Wprowadzaniu tych innowacji ułatwi przejście od sterowania elementami wykonawczymi za pomocą centralnych mikroprocesorów do tworzenia inteligentnych mechanizmów wyposażonych we własne procesory sterujące. Zaletą takiego „systemu rozproszonego” będzie zmniejszenie masy w wyniku eliminacji linii przesyłu sygnału i związanego z nimi sprzętu. Niezależnie od tego poszczególne systemy będą nadal udoskonalane.

Obiecujące wdrożenia dla poszczególnych zagranicznych silników turbinowych to:

- usprawnienie układu sterowania silnikiem, zapewnienie automatycznego rozruchu i pracy na biegu jałowym ze sterowaniem odpowietrzeniem i układem przeciwoblodzeniowym, synchronizację pracy układów silnika w celu uzyskania niskiego poziomu hałasu i automatycznego zachowania charakterystyki, a także sterowanie biegiem wstecznym urządzenie;

Zmiana zasady działania FADEC ACS w celu sterowania silnikiem nie w oparciu o sygnały z czujników ciśnienia i temperatury, ale bezpośrednio w oparciu o prędkość obrotową wirnika wysokiego ciśnienia ze względu na fakt, że parametr ten jest łatwiejszy do pomiaru niż sygnał z podwójnego układu czujników temperatury i ciśnienia, który występuje w istniejących silnikach, musi zostać przetworzony. Nowy system umożliwi większą szybkość reakcji i mniejsze wahania w pętli sterowania;

Instalacja znacznie mocniejszego procesora z wykorzystaniem standardowych chipów przemysłowych oraz zapewnienie diagnostyki i prognozowania stanu (działalności) silnika i jego charakterystyki, opracowanie działa samobieżnego FADEC typu PSC. PSC to system czasu rzeczywistego, który można wykorzystać do optymalizacji osiągów silnika z zastrzeżeniem wielu ograniczeń, na przykład w celu zminimalizowania jednostkowego zużycia paliwa przy stałym ciągu;

- włączenie zintegrowanego systemu monitorowania stanu technicznego silników do systemu FADEC ACS. Regulacja silnika odbywa się w oparciu o zmniejszoną prędkość wentylatora, biorąc pod uwagę wysokość lotu, temperaturę zewnętrzną, ciąg i liczbę Macha;

Połączenie systemu monitorowania silnika EMU (Engine Monitoring Unit) z FADEC, co umożliwi porównanie większej ilości danych w czasie rzeczywistym i zapewni większe bezpieczeństwo, gdy silnik będzie pracował „blisko fizycznych granic”. W oparciu o zastosowanie uproszczonego modelu termodynamicznego, w którym czynniki takie jak zmiany temperatury i naprężenia są uwzględniane łącznie jako skumulowany wskaźnik zmęczenia, EMU umożliwia również monitorowanie częstotliwości użytkowania w czasie. Monitorowane są także takie sytuacje jak „piski”, piski, zwiększone wibracje, przerwany rozruch, awaria płomienia, a także skoki napięcia silnika. Nowością w systemie FADEC jest zastosowanie magnetycznego czujnika do wykrywania cząstek metali ODMS (Oil-debris Magnetic Sensor), który pozwala nie tylko określić wielkość i ilość cząstek zawierających żelazo, ale także usunąć je o 70.. 0,80% przy użyciu wirówki. W przypadku wykrycia wzrostu liczby cząstek jednostka EMU pozwala sprawdzić wibracje i zidentyfikować niebezpieczne procesy, na przykład zbliżającą się awarię łożysk (dla silników turbowentylatorowych EJ200);

Stworzenie przez General Electric dwukanałowego cyfrowego systemu automatycznego sterowania FADEC trzeciej generacji, którego czas reakcji jest znacznie krótszy, a pojemność pamięci większa niż w przypadku poprzednich systemów automatycznego sterowania FADEC silników dwuobwodowych produkowanych przez tę firmę . Dzięki temu działo samobieżne ma dodatkowe możliwości rezerwowe, zwiększające niezawodność silnika i ciąg. FADEC ACS będzie również miał obiecującą zdolność do filtrowania sygnałów wibracyjnych w celu ustalenia i zdiagnozowania objawów zbliżającej się awarii komponentu/części w oparciu o analizę spektralną znanych trybów awarii i nieprawidłowego działania, na przykład zniszczenia bieżni łożyska. Dzięki takiej identyfikacji na koniec lotu otrzymamy ostrzeżenie o konieczności przeprowadzenia obsługi technicznej. FADEC ACS będzie zawierał dodatkową tablicę elektroniczną zwaną Tablicą Osobowości. Jego charakterystycznymi cechami jest magistrala danych zgodna z nowym standardem Airbusa (AFDX) i nowe funkcje (kontrola nadmiernej prędkości, kontrola trakcji itp.). Ponadto nowa płytka rozszerzy komunikację z urządzeniem do pomiaru drgań VMU (Vibration Measurment Unit) oraz elektromechanicznym układem napędowym urządzenia do odwracania ciągu ETRAS (Electromechanical Thrust Reverser Avocation System).

2. SCHEMATY DYNAMICZNE GAZOWE SILNIKÓW TURBINOWYCH GAZOWYCH

Złożone wymagania dotyczące warunków pracy naddźwiękowych samolotów wielomodowych najlepiej spełniają silniki turboodrzutowe (TRJ) i bocznikowe silniki turboodrzutowe (TRDE). Cechą wspólną tych silników jest natura powstawania darmowej energii, różnica polega na naturze jej wykorzystania.

W silniku jednoobwodowym (rys. 4) energia swobodna dostępna płynowi roboczemu za turbiną jest bezpośrednio zamieniana na energię kinetyczną wypływającego strumienia. W silniku dwuprzewodowym tylko część energii swobodnej jest zamieniana na energię kinetyczną wypływającego strumienia. Pozostała część darmowej energii idzie na zwiększenie energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza. Energia przekazywana jest dodatkowej masie powietrza za pomocą turbiny i wentylatora.

Wykorzystanie części darmowej energii do rozpędzenia dodatkowej masy powietrza przy określonych wartościach parametrów procesu eksploatacyjnego, a co za tym idzie przy określonym godzinowym zużyciu paliwa, pozwala na zwiększenie ciągu silnika i zmniejszenie jednostkowego zużycia paliwa.

Niech natężenie przepływu powietrza w silniku turboodrzutowym będzie natężeniem przepływu gazu. W silniku dwuprzewodowym przepływ powietrza w obwodzie wewnętrznym jest taki sam jak w silniku jednoprzewodowym, a natężenie przepływu gazu jest takie samo; odpowiednio w konturze zewnętrznym i (patrz ryc. 4).

Zakładamy, że natężenie przepływu powietrza i natężenie przepływu gazu silnika jednoprzewodowego, charakteryzujące poziom energii swobodnej, przy każdej wartości prędkości lotu mają określone wartości.

Warunki bilansu przepływów mocy w silnikach turboodrzutowych i silnikach turbowentylatorowych przy braku strat w elementach drogi gaz-powietrze, zapewniających wzrost energii kinetycznej dodatkowej masy powietrza, można przedstawić za pomocą wyrażeń

Ryż. 4. Silniki dwuobwodowe i jednoobwodowe z jednym obwodem turbosprężarki

(1)

(2)

W wyjaśnieniu ostatniego wyrażenia zauważamy, że część energii swobodnej przekazanej do obwodu zewnętrznego zwiększa energię przepływu z poziomu posiadanego przez nadchodzący przepływ do poziomu.

Przyrównując prawe strony wyrażeń (1) i (2), biorąc pod uwagę zapis, otrzymujemy

, . (3)

Ciąg silnika dwuprzewodowego określa się na podstawie wyrażenia

(4)

Jeśli wyrażenie (3) zostanie rozwiązane względnie, a wynik zostanie podstawiony do wyrażenia (4), otrzymamy

. (5)

Maksymalny ciąg silnika dla zadanych wartości i t osiąga się przy, jak wynika z rozwiązania równania.

Wyrażenie (5) w ma postać

(6)

Najprostszym wyrażeniem ciągu silnika jest kiedy

Wyrażenie to pokazuje, że wzrost współczynnika obejścia prowadzi do monotonicznego wzrostu ciągu silnika. W szczególności widać, że przejściu z silnika jednoprzewodowego (t = 0) na silnik dwuprzewodowy o t = 3 towarzyszy podwojenie ciągu. A ponieważ zużycie paliwa w generatorze gazu pozostaje niezmienione, jednostkowe zużycie paliwa również zmniejsza się o połowę. Ale ciąg właściwy silnika dwuobwodowego jest niższy niż w przypadku silnika jednoobwodowego. Przy V = 0 ciąg właściwy jest określony przez wyrażenie

co wskazuje, że wraz ze wzrostem t ciąg właściwy maleje.

Jedną z oznak różnic w obwodach silników dwuprzewodowych jest charakter interakcji przepływów obwodów wewnętrznych i zewnętrznych.

Silnik dwuobwodowy, w którym przepływ gazu w obwodzie wewnętrznym miesza się ze strumieniem powietrza za wentylatorem – przepływ w obwodzie zewnętrznym – nazywany jest silnikiem dwuobwodowym o przepływie mieszanym.

Silnik dwuobwodowy, w którym określone przepływy wypływają z silnika oddzielnie, nazywany jest silnikiem dwuobwodowym z oddzielnymi obwodami.

2.1 Charakterystyka dynamiczna gazu silników turbinowych

Parametry wyjściowe silnika – ciąg P, ciąg właściwy Psp i jednostkowe zużycie paliwa Csp – są w całości zdeterminowane parametrami procesu jego pracy, które dla każdego typu silnika pozostają w pewnej zależności od warunków lotu i parametru determinującego tryb pracy silnika.

Parametrami procesu roboczego są: temperatura powietrza na wlocie silnika T w *, stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce, stopień obejścia t, temperatura gazu przed turbiną, natężenie przepływu w charakterystyce odcinki ścieżki gaz-powietrze, wydajność poszczególnych jej elementów itp. .

Warunki lotu charakteryzują się temperaturą i ciśnieniem niezakłóconego przepływu T n i P n oraz prędkością lotu V (lub prędkością zredukowaną l n, czyli liczbą Macha).

Parametry T n i V (M lub l n), charakteryzujące warunki lotu, określają także parametr procesu pracy silnika T w *.

Wymagany ciąg silnika zainstalowanego na samolocie zależy od charakterystyki płatowca, warunków i charakteru lotu. Zatem w poziomym locie ustalonym ciąg silnika musi być dokładnie równy oporowi aerodynamicznemu statku powietrznego P = Q; podczas przyspieszania zarówno w płaszczyźnie poziomej, jak i podczas wznoszenia, ciąg musi przekraczać opór

im wyższe wymagane przyspieszenie i kąt wznoszenia, tym większy wymagany ciąg. Wymagany ciąg wzrasta również wraz ze wzrostem przeciążenia (lub kąta przechyłu) podczas wykonywania zakrętu.

Granice ciągu są określone przez maksymalny tryb pracy silnika. Ciąg i jednostkowe zużycie paliwa w tym trybie zależą od wysokości i prędkości lotu i zwykle odpowiadają warunkom maksymalnej wytrzymałości takich parametrów procesu pracy, jak temperatura gazu przed turbiną, prędkość obrotowa wirnika silnika i temperatura gazu w dopalaczu.

Tryby pracy silnika, w których ciąg jest niższy od maksymalnego, nazywane są trybami przepustnicy. Dławienie silnika - zmniejszenie ciągu osiąga się poprzez zmniejszenie dopływu ciepła.

Właściwości gazodynamiczne silnika turbinowego są określone przez wartości parametrów projektowych, charakterystykę elementów i program sterowania silnikiem.

Przez parametry konstrukcyjne silnika będziemy rozumieć główne parametry procesu pracy w trybach maksymalnych przy temperaturze powietrza na wlocie silnika = , określonej dla danego silnika.

Głównymi elementami ścieżki gaz-powietrze w różnych konstrukcjach silników są sprężarka, komora spalania, turbina i dysza wylotowa.

Określono charakterystykę sprężarki (stopnie sprężarki) (ryc. 5).

Ryż. 5. Charakterystyka sprężarki: a-a - granica stabilności; c-c - linia odcinająca na wylocie sprężarki; s-s - linia trybów pracy

zależność stopnia wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce od względnej gęstości prądu na wejściu do sprężarki i zmniejszonej prędkości obrotowej wirnika sprężarki oraz zależność sprawności od stopnia wzrostu całkowite ciśnienie powietrza i zmniejszona częstotliwość wirnika sprężarki:

. (7)

Zredukowane natężenie przepływu powietrza jest powiązane ze względną gęstością prądu q(l v) za pomocą wyrażenia

(8)

gdzie jest polem części przepływowej sekcji wlotowej sprężarki, oznacza wielkość przepływu powietrza w standardowych warunkach atmosferycznych na ziemi = 288 K, = 101325 N/m 2. Według rozmiaru. natężenie przepływu powietrza przy znanych wartościach ciśnienia całkowitego i temperatury hamowania T* oblicza się ze wzoru

(9)

Sekwencja punktów pracy, wyznaczona warunkami wspólnej pracy elementów silnika w różnych ustalonych trybach pracy, tworzy linię trybów pracy. Ważną cechą eksploatacyjną silnika jest margines stabilności sprężarki w punktach na linii trybów pracy, który jest określony przez wyrażenie

(10)

Indeks „g” odpowiada parametrom granicy stabilnej pracy sprężarki przy tej samej wartości n pr jak w punkcie linii trybów pracy.

Komora spalania będzie charakteryzowana współczynnikiem kompletności spalania paliwa oraz współczynnikiem ciśnienia całkowitego.

Całkowite ciśnienie gazu w komorze spalania spada na skutek obecności strat hydraulicznych, charakteryzujących się współczynnikiem ciśnienia całkowitego g, oraz strat spowodowanych dopływem ciepła. Te ostatnie charakteryzują się współczynnikiem. Całkowita całkowita strata ciśnienia jest określona przez produkt

. (11)

Zarówno straty hydrauliczne, jak i straty spowodowane dopływem ciepła rosną wraz ze wzrostem prędkości przepływu na wejściu do komory spalania. Strata całkowitego ciśnienia przepływu spowodowana dopływem ciepła wzrasta również wraz ze wzrostem stopnia nagrzania gazu, określonym stosunkiem wartości temperatury przepływu na wyjściu z komory spalania i na wejściu do niej

/.

Zwiększeniu stopnia nagrzania i prędkości przepływu na wejściu do komory spalania towarzyszy wzrost prędkości gazu na końcu komory spalania, a jeśli prędkość gazu zbliża się do prędkości dźwięku, następuje „blokowanie” gazu dynamicznego kanału. Przy gazowo-dynamicznym „blokowaniu” kanału dalszy wzrost temperatury gazu bez zmniejszania prędkości na wejściu do komory spalania staje się niemożliwy.

Charakterystykę turbiny wyznaczają zależności względnej gęstości prądu w sekcji krytycznej aparatu dyszowego pierwszego stopnia q(l s a) oraz sprawności turbiny od stopnia redukcji całkowitego ciśnienia gazu w turbinie, zmniejszona prędkość obrotowa wirnika turbiny i krytyczne pole przekroju poprzecznego aparatu dyszowego pierwszego stopnia:

Dysze strumieniowe charakteryzują się zakresem zmian w obszarach sekcji krytycznej i wylotowej oraz współczynnikiem prędkości.

Na parametry wyjściowe silnika istotny wpływ ma także charakterystyka dolotu powietrza, będącego elementem zespołu napędowego samolotu. Charakterystykę wlotu powietrza reprezentuje współczynnik ciśnienia całkowitego

gdzie jest całkowite ciśnienie niezakłóconego przepływu powietrza; - całkowite ciśnienie przepływu powietrza na wlocie sprężarki.

Każdy typ silnika ma zatem określone wymiary charakterystycznych przekrojów i charakterystykę jego elementów. Ponadto silnik ma pewną liczbę czynników kontrolnych i ograniczeń wartości parametrów jego procesu operacyjnego. Jeżeli liczba czynników kontrolnych jest większa niż jeden, wówczas określone warunki lotu i tryby pracy mogą w zasadzie odpowiadać ograniczonemu zakresowi wartości parametrów procesu operacyjnego. Z całego tego zakresu możliwych wartości parametrów procesu pracy właściwa będzie tylko jedna kombinacja parametrów: w trybie maksymalnym ta kombinacja, która zapewnia maksymalny ciąg, oraz w trybie przepustnicy, która zapewnia minimalne zużycie paliwa przy wartości ciągu, która określa ten tryb. Należy pamiętać, że liczba niezależnie kontrolowanych parametrów procesu roboczego - parametrów na podstawie wskaźników ilościowych, za pomocą których kontrolowany jest proces pracy silnika (lub w skrócie - sterowanie silnikiem) jest równa liczbie silników czynniki kontrolne. A pewnym wartościom tych parametrów odpowiadają pewne wartości pozostałych parametrów.

Zależność kontrolowanych parametrów od warunków lotu i trybu pracy silnika określa program sterowania silnikiem, a zapewnia ją automatyczny układ sterowania (ACS).

Warunki lotu mające wpływ na pracę silnika najpełniej charakteryzuje parametr będący jednocześnie parametrem procesu pracy silnika. Dlatego przez program sterowania silnikiem rozumie się zależność kontrolowanych parametrów procesu pracy lub stanu kontrolowanych elementów silnika od temperatury zastoju powietrza na wlocie silnika i jednego z parametrów decydujących o trybie pracy - temperatura gazu przed turbiną, prędkość obrotowa wirnika jednego ze stopni lub ciąg silnika P.

2.2 Sterowanie silnikiem

Silnik o stałej geometrii ma tylko jeden czynnik sterujący – ilość dostarczonego ciepła.

Ryż. 6. Linia trybów pracy na charakterystyce sprężarki

Parametry te albo mogą służyć jako parametr kontrolowany, bezpośrednio zależny od ilości ciepła doprowadzonego. Ponieważ jednak parametr jest niezależny, to jako parametr kontrolowany można powiązać parametry i zmniejszoną prędkość obrotową

Co więcej, w różnych zakresach wartości, jako parametr kontrolowany można stosować różne parametry.

Różnica w możliwych programach sterowania silnikiem o stałej geometrii wynika z różnicy w dopuszczalnych wartościach parametrów i przy trybach maksymalnych.

Jeśli przy zmianie temperatury powietrza na wlocie silnika będziemy wymagać, aby temperatura gazu przed turbiną w warunkach maksymalnych nie uległa zmianie, to będziemy mieli program kontrolny. Temperatura względna zmieni się zgodnie z wyrażeniem.

Na ryc. Rysunek 6 pokazuje, że każda wartość wzdłuż linii trybów pracy odpowiada pewnym wartościom parametrów i. (Rysunek 6) pokazuje również, że kiedy< 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.

Aby zapewnić działanie w = 1, konieczne jest, aby temperatura względna wynosiła = 1, co zgodnie z wyrażeniem

Opublikowano na http://www.allbest.ru/

jest równoważne warunkowi. Dlatego w miarę zmniejszania się poniżej wartość powinna się zmniejszać. Bazując na wyrażeniu (12), prędkość obrotowa również będzie się zmniejszać. Parametry będą odpowiadać obliczonym wartościom.

W obszarze pod warunkiem = const wartość parametru może zmieniać się w różny sposób podczas zwiększania - może rosnąć, zmniejszać się lub pozostać niezmieniona, co zależy od obliczonego stopnia

zwiększenie całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce i charakteru sterowania sprężarką. Gdy program = const prowadzi do wzrostu wraz ze wzrostem, a ze względu na warunki wytrzymałościowe wzrost prędkości obrotowej jest niedopuszczalny, stosuje się program. Temperatura gazu przed turbiną w miarę wzrostu będzie w sposób naturalny spadać te przypadki.

Szynki tych parametrów służą jako sygnał sterujący w systemie automatycznego sterowania silnikiem podczas dostarczania programów. Przy podaniu programu = const, sygnał sterujący może mieć wartość -- lub mniejszą wartość, która at = const i = const zgodnie z wyrażeniem

jednoznacznie określa wartość. Użycie tej wartości jako sygnału sterującego może wynikać z ograniczenia temperatury roboczej wrażliwych elementów termopary.

Aby mieć pewność, że program sterujący = const, można również zastosować sterowanie programem poprzez parametr, którego wartość będzie funkcją (rys. 7).

Rozważane programy sterujące są na ogół łączone. Gdy silnik pracuje w podobnych trybach, w których wszystkie parametry określone przez wartości względne pozostają niezmienione. Są to wartości prędkości przepływu zredukowanego we wszystkich sekcjach sekcji przepływowej silnika turbinowego, temperatura zredukowana oraz stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce. Wartość, której odpowiadają obliczone wartości i która oddziela dwa warunki programu sterującego, w wielu przypadkach odpowiada standardowym warunkom atmosferycznym na ziemi = 288 K. Jednak w zależności od przeznaczenia silnika wartość może być mniej wiecej.

W przypadku silników samolotów poddźwiękowych pracujących na dużych wysokościach może być wskazane przypisanie< 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
temperatura wyniesie = 1,18, a silnik będzie w trybie maksymalnym
Praca w< 1. Расход воздуха на взлете у такого двигателя ниже

(krzywa 1, rys. 7) niż silnik c (krzywa 0).

W przypadku silnika przeznaczonego do szybkich statków powietrznych latających na dużych wysokościach może być wskazane wyznaczenie (krzywa 2). Natężenie przepływu powietrza i stopień wzrostu całkowitego ciśnienia powietrza w sprężarce dla takiego silnika przy > 288 K są wyższe niż dla silnika o = 288 K. Jednak temperatura gazu przed

Ryż. 7. Zależność głównych parametrów procesu pracy silnika: a - przy stałej geometrii od temperatury powietrza na wlocie do sprężarki, b - przy stałej geometrii od projektowej temperatury powietrza

turbina osiąga w tym przypadku swoją maksymalną wartość przy wyższych wartościach i odpowiednio przy wyższych liczbach Macha lotu. Zatem dla silnika o temperaturze = 288 K maksymalna dopuszczalna temperatura gazu przed turbiną przy ziemi może wynosić M? 0, a na wysokościach H? 11 km - w M? 1,286. Jeżeli silnik pracuje na podobnych trybach, np. do = 328 K, to maksymalna temperatura gazu przed turbiną przy ziemi będzie wynosić M? 0,8 i na wysokościach H? 11 km - w M? 1,6; w trybie startu temperatura gazu będzie wynosić = 288/328

Aby móc pracować w temperaturze do = 328 K, prędkość obrotową należy zwiększyć o = 1,07 razy w porównaniu do startu.

Wybór > 288 K może wynikać także z konieczności utrzymania wymaganego ciągu startowego przy podwyższonych temperaturach powietrza.

Zatem zwiększenie przepływu powietrza w > poprzez zwiększenie zapewnia się poprzez zwiększenie prędkości obrotowej wirnika silnika i zmniejszenie ciągu właściwego przy starcie ze względu na spadek.

Jak widać wartość ta ma istotny wpływ na parametry procesu pracy silnika oraz jego parametry wyjściowe i wraz z nią stanowi parametr obliczeniowy silnika.

3. UKŁADY KONTROLI PALIWA

3.1 Główny regulator przepływu paliwa i regulatory elektroniczne

3.1.1 Główny regulator przepływu paliwa

Główny regulator przepływu paliwa to jednostka napędzana silnikiem, sterowana mechanicznie, hydraulicznie, elektrycznie lub pneumatycznie w różnych kombinacjach. Zadaniem układu zarządzania paliwem jest utrzymanie wymaganego stosunku powietrza do paliwa – masy powietrza w strefie spalania na poziomie około 15:1. Stosunek ten reprezentuje stosunek masy powietrza pierwotnego wchodzącego do komory spalania do masy paliwa. Czasami stosuje się stosunek paliwa do powietrza wynoszący 0,067: 1. Wszystkie paliwa wymagają określonej ilości powietrza do całkowitego spalenia, tj. bogata lub uboga mieszanka będzie się palić, ale nie do końca. Idealny stosunek powietrza do paliwa do silników odrzutowych wynosi 15:1 i nazywany jest mieszanką stechiometryczną (chemicznie poprawną). Bardzo często stosunek powietrza do paliwa wynosi 60:1. Kiedy to nastąpi, autor przedstawia stosunek powietrza do paliwa w oparciu o całkowite natężenie przepływu powietrza, a nie pierwotny przepływ powietrza wchodzącego do komory spalania. Jeśli przepływ pierwotny wynosi 25% całkowitego przepływu powietrza, wówczas stosunek 15:1 wynosi 25% stosunku 60:1. W lotniczych silnikach turbinowych następuje przejście z mieszanki bogatej na ubogą o stosunku 10:1 podczas przyspieszania i 22:1 podczas zwalniania. Jeżeli silnik zużywa 25% całkowitego zużycia powietrza w strefie spalania, wówczas proporcje będą wynosić: 48:1 podczas przyspieszania i 80:1 podczas zwalniania.

Kiedy pilot przesuwa dźwignię sterowania paliwem (przepustnicę) do przodu, zużycie paliwa wzrasta. Wzrost zużycia paliwa wiąże się ze wzrostem zużycia gazu w komorze spalania, co z kolei zwiększa poziom mocy silnika. W silnikach turbowentylatorowych i turbowentylatorowych powoduje to wzrost ciągu. W silnikach turbośmigłowych i turbowałowych będzie to oznaczać wzrost mocy wyjściowej wału napędowego. Prędkość obrotowa śmigła albo wzrośnie, albo pozostanie niezmieniona wraz ze wzrostem nachylenia śmigła (kąta jego łopatek). Na ryc. 8. Przedstawiono schemat proporcji elementów układów paliwowo-powietrznych typowego lotniczego silnika turbinowego. Wykres przedstawia stosunek powietrza do paliwa i prędkość wirnika wysokociśnieniowego postrzegane przez urządzenie kontrolujące przepływ paliwa za pomocą odważników odśrodkowych, czyli regulator prędkości wirnika wysokociśnieniowego.

Ryż. 8. Schemat działania paliwo - powietrze

Na biegu jałowym 20 części powietrza w mieszance znajduje się na linii stanu statycznego (stabilnego), a 15 części znajduje się w przedziale od 90 do 100% prędkości obrotowej wirnika wysokiego ciśnienia.

W miarę zużywania się silnika, stosunek powietrza do paliwa 15:1 będzie się zmieniał wraz ze spadkiem (pogorszeniem) wydajności procesu sprężania powietrza. Jednak dla silnika ważne jest, aby wymagany stopień wzrostu ciśnienia pozostał i aby nie wystąpiły zakłócenia przepływu. Kiedy stopień wzrostu ciśnienia zaczyna się zmniejszać na skutek wyczerpania, zanieczyszczenia lub uszkodzenia silnika, w celu przywrócenia wymaganej wartości normalnej zwiększa się tryb pracy, zużycie paliwa i prędkość obrotową wału sprężarki. Dzięki temu w komorze spalania uzyskuje się bogatszą mieszankę. Personel konserwacyjny może później przeprowadzić wymagane czyszczenie, naprawy lub wymianę sprężarki lub turbiny, jeśli temperatura zbliża się do wartości granicznej (wszystkie silniki mają własne ograniczenia temperatur).

W silnikach ze sprężarką jednostopniową główny regulator przepływu paliwa napędzany jest z wirnika sprężarki przez skrzynkę napędową. W silnikach dwu- i trzystopniowych napęd głównego regulatora przepływu paliwa jest zorganizowany ze sprężarki wysokociśnieniowej.

3.1.2 Regulatory elektroniczne

Aby automatycznie kontrolować stosunek powietrza do paliwa, do systemu zarządzania silnikiem wysyłanych jest wiele sygnałów. Liczba tych sygnałów zależy od rodzaju silnika i obecności w jego konstrukcji elektronicznych układów sterowania. Silniki najnowszych generacji posiadają regulatory elektroniczne, które odbierają znacznie większą liczbę parametrów silnika i samolotu niż urządzenia hydromechaniczne silników poprzednich generacji.

Poniżej znajduje się lista najczęstszych sygnałów wysyłanych do hydromechanicznego układu sterowania silnikiem:

1. Prędkość obrotowa wirnika silnika (N c) – przekazywana do układu sterującego silnika bezpośrednio ze skrzyni napędowej poprzez odśrodkowy regulator paliwa; służy do dozowania paliwa zarówno w ustalonych warunkach pracy silnika, jak i podczas przyspieszania/hamowania (czas przyspieszania większości lotniczych silników turbinowych z biegu jałowego do maksymalnego wynosi 5...10 s);

2. Ciśnienie wlotowe silnika (p t 2) - sygnał całkowitego ciśnienia przekazywany do miechów sterujących paliwem z czujnika zamontowanego na wlocie silnika. Ten parametr służy do przekazywania informacji o prędkości i wysokości statku powietrznego w miarę zmiany warunków środowiskowych na wlocie silnika;

3. Ciśnienie na wylocie sprężarki (p s 4) - ciśnienie statyczne przenoszone na miechy układu hydromechanicznego; służy do uwzględnienia masowego przepływu powietrza na wylocie sprężarki;

4. Ciśnienie w komorze spalania (p b) - sygnał ciśnienia statycznego dla układu kontroli zużycia paliwa, wykorzystuje się wprost proporcjonalną zależność pomiędzy ciśnieniem w komorze spalania a masowym przepływem powietrza w danym punkcie silnika. Jeżeli ciśnienie w komorze spalania wzrośnie o 10%, masowy przepływ powietrza wzrośnie o 10%, a miech komory spalania zaprogramuje 10% wzrost przepływu paliwa, aby utrzymać prawidłowy stosunek powietrza do paliwa. Szybka reakcja na ten sygnał pozwala uniknąć przerw w przepływie, przekroczenia płomienia i temperatury;

5. Temperatura wlotowa (t t 2) - sygnał całkowitej temperatury na wlocie silnika dla układu kontroli zużycia paliwa. Czujnik temperatury jest podłączony do układu zarządzania paliwem za pomocą rurek, które rozszerzają się i kurczą w zależności od temperatury powietrza wchodzącego do silnika. Sygnał ten dostarcza systemowi sterującemu pracą silnika informację o wartości gęstości powietrza, na podstawie której można ustawić program dawkowania paliwa.

3.2 Uproszczony schemat kontroli zużycia paliwa (urządzenie hydromechaniczne)

Na ryc. Na rys. 9 przedstawiono uproszczony schemat układu sterowania lotniczego silnika turbinowego. Dozuje paliwo według następującej zasady:

Część pomiarowa: przesunięcie dźwigni odcinającej dopływ paliwa (10) przed cyklem rozruchu powoduje otwarcie zaworu odcinającego i umożliwienie przedostania się paliwa do silnika (rys. 9.). Dźwignia odcinająca jest wymagana, ponieważ ogranicznik przepływu minimalnego (11) zapobiega całkowitemu zamknięciu głównego zaworu sterującego. To rozwiązanie konstrukcyjne jest konieczne w przypadku pęknięcia sprężyny nastawczej regulatora lub nieprawidłowej regulacji ogranicznika biegu jałowego. Pełne tylne położenie przepustnicy odpowiada położeniu MG obok stopera MG. Dzięki temu przepustnica nie będzie działać jak dźwignia odcinająca. Jak pokazano na rysunku, dźwignia odcinająca zapewnia również prawidłowy wzrost ciśnienia roboczego w układzie zarządzania paliwem podczas cyklu rozruchu. Jest to konieczne, aby grubo dozowane paliwo nie przedostało się do silnika przed przewidywanym czasem.

Paliwo z układu ciśnieniowego głównej pompy paliwowej (8) kierowane jest do przepustnicy (igły dozującej) (4). Gdy paliwo przepływa przez otwór utworzony przez grzybek zaworu, ciśnienie zaczyna spadać. Paliwo na drodze od przepustnicy do wtryskiwaczy uważa się za dozowane. W tym przypadku paliwo dozowane jest wagowo, a nie objętościowo. Wartość opałowa (masowa wartość opałowa) jednostkowej masy paliwa jest wartością stałą, pomimo temperatury paliwa, natomiast wartość opałowa na jednostkę objętości nie. Paliwo dostaje się teraz do komory spalania we właściwej dawce.

Zasada dozowania paliwa wagowo jest uzasadniona matematycznie w sposób następujący:

Ryż. 9. Schemat hydromechanicznego regulatora paliwa

gdzie: - masa zużytego paliwa, kg/s;

Współczynnik zużycia paliwa;

Obszar przepływu głównego zaworu rozdzielczego;

Spadek ciśnienia na kryzie.

Pod warunkiem, że do pracy potrzebny jest tylko jeden silnik i wystarczy jeden przelot zaworu sterującego, nie nastąpi zmiana we wzorze, ponieważ spadek ciśnienia pozostaje stały. Ale silniki lotnicze muszą zmieniać tryby pracy.

Przy stale zmieniającym się zużyciu paliwa spadek ciśnienia na iglicy dozującej pozostaje niezmienny, pomimo wielkości obszaru przepływu. Kierując odmierzone paliwo na sprężynę membranową hydraulicznie sterowanej przepustnicy, spadek ciśnienia zawsze powraca do wartości napięcia sprężyny. Ponieważ napięcie sprężyny jest stałe, spadek ciśnienia w przekroju przepływu również będzie stały.

Aby lepiej zrozumieć tę koncepcję, załóżmy, że pompa paliwa zawsze dostarcza nadmiar paliwa do układu, a zawór redukcyjny w sposób ciągły zwraca nadmiar paliwa do wlotu pompy.

PRZYKŁAD: Ciśnienie niezmierzonego paliwa wynosi 350 kg/cm 2 ; mierzone ciśnienie paliwa wynosi 295 kg/cm2; wartość napięcia sprężyny wynosi 56 kg/cm2. W tym przypadku ciśnienie po obu stronach membrany zaworu redukcyjnego wynosi 350 kg/cm2. Zawór dławiący znajdzie się w stanie równowagi i ominie nadmiar paliwa na wlocie pompy.

Jeśli pilot przesunie przepustnicę do przodu, zwiększy się otwarcie przepustnicy i zwiększy się przepływ odmierzonego paliwa. Wyobraźmy sobie, że ciśnienie dozowanego paliwa wzrosło do 300 kg/cm2. Spowodowało to ogólny wzrost ciśnienia do 360 kg/cm2; po obu stronach membrany zaworu, powodując zamknięcie zaworu. Zmniejszona ilość omijanego paliwa będzie się na razie wiązać ze wzrostem ciśnienia paliwa niezmierzonego dla nowego przekroju poprzecznego wynoszącego 56 kg/cm 2 ; nie zostanie ponownie zainstalowany. Stanie się tak, ponieważ zwiększona prędkość obrotowa zwiększy przepływ paliwa przez pompę. Jak wspomniano wcześniej, różnica ciśnień DP będzie zawsze odpowiadać dokręceniu sprężyny zaworu redukcyjnego, gdy w układzie zostanie osiągnięta równowaga.

Podobne dokumenty

Cel i zasada działania silników turbinowych parowych i turbin gazowych. Doświadczenie w eksploatacji statków z zespołami turbin gazowych. Wprowadzenie silników turbinowych do różnych gałęzi przemysłu i transportu. Produkcja silnika turboodrzutowego z dopalaczem, schemat jego podłączenia.

prezentacja, dodano 19.03.2015


Regulacja układów automatycznego sterowania. Automatyczne systemy sterowania procesami. Automatyczne systemy sterowania i alarmowania. Automatyczne systemy zabezpieczeń. Klasyfikacja układów automatyki według różnych kryteriów.

streszczenie, dodano 07.04.2012


Dane techniczne i tryby testu silnika. Charakterystyka stanowisk badawczych lotniczych silników turbinowych. Wybór i uzasadnienie rodzaju i konstrukcji skrzynki badawczej, jej obliczenia aerodynamiczne. Obliczenia cieplne silnika.

praca magisterska, dodana 12.05.2010


Charakterystyka służby metrologicznej Belozerny GPK LLC, podstawowe zasady jej organizacji. Wsparcie metrologiczne badań silników turbinowych, ich cele i zadania, przyrządy pomiarowe. Metodologia pomiaru szeregu parametrów pracy silników turbinowych.

teza, dodana 29.04.2011


Ogólna charakterystyka i badanie procesów przejściowych układów automatyki. Badanie wskaźników stabilności liniowych układów ACS. Wyznaczanie charakterystyk częstotliwościowych układów ACS i budowa modeli elektrycznych łączy dynamicznych.

przebieg wykładów, dodano 06.12.2012


Cele użytkowania systemy adaptacyjne sterowanie automatyczne, ich klasyfikacja. Zasady budowy systemów samodostrajających się poszukujących i nie poszukujących. Parametry pracy przekaźnikowych układów samooscylacyjnych i układów adaptacyjnych o zmiennej strukturze.

praca na kursie, dodano 07.05.2013


Rozwój proces technologiczny produkcja części typu „kołnierzowego” z żaroodpornego i żaroodpornego stopu na bazie niklu w warunkach produkcji masowej. Stosowany jest w komorach sprężarek i dopalaczy nowoczesnych silników turbinowych.

teza, dodana 28.04.2009


Wyprowadzenie równania różniczkowego iglicy przepustnicy. Budowa schematu i koncepcji funkcji przenoszenia układu automatycznej regulacji spadku ciśnienia paliwa na przepustnicy. Sprawdzenie stabilności ACS z wykorzystaniem kryteriów Nyquista i Routha-Hurwitza.

praca na kursie, dodano 18.09.2012


Obliczanie liniowych układów automatyki. Zrównoważony rozwój i jego kryteria. Obliczanie i konstrukcja logarytmicznych charakterystyk częstotliwościowych regulowanego układu oraz analiza jego stabilności. Wyznaczanie czasowych i częstotliwościowych wskaźników jakości systemu.

praca na kursie, dodano 03.05.2014


Badanie wpływu prawa wzorcowe kontrola (P, PI, PID) jakości pracy układów automatyki. Parametry urządzeń korekcyjnych. Obwody regulatora i odczyty oscyloskopu. Zmiana wielkości przeregulowania i czasu procesu przejścia.